МИНИСТЕРСТВО гражданской авиации
Киевский ордена Трудового Красного Знамени
институт инженеров гражданской авиации
имени 60-летия СССР

ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Допущено Управлением учебных заведений МГА
в качестве учебного пособия для студентов
вузов гражданской авиации

Киев КНИГА 1989
г

5

I

ББК 056я73-1

Ф947

УДК 629.735.05/06(075.8)

АВТОРЫ:

В. В. Гаража, А. Н. Желиба, В. И. Казанец,
Н. В. Капралов, П. Ф. Максютинский, И. Г. Павлов,
Н. Г. Сабитов, Г. В. Савельев, И. П. Челюканов

Рецензенты:

кафедра аэродинамики, конструкции и прочно-
сти летательных аппаратов Московского института
гражданской авиации (заведующий кафедрой кан-
дидат технических наук Ю. Д. Железняков),
А. П. Бойко, кандидат технических наук, доцент
Киевского высшего военного авиационного инже-
нерного училища.

Функциональные системы воздушных судов: Учебное по-
собие / В. В. Гаража, А. Н. Желиба, В. И. Казанец, Н. В. Ка-
пралов, П. Ф. Максютинский, И. Г. Павлов, Н. Г. Сабитов,
Г. В. Савельев, И. П. Челюканов: — Киев: КНИГА, 1989.—
402 с.

В учебном пособии изложены требования к функциональ-
ным системам воздушных судов, методики расчета и основы
проектирования, особенности расчета на прочность отдельных
узлов и агрегатов, влияние эксплуатационных условий на
функциональные системы.

Учебное пособие предназначено для студентов вузов гра-
жданской авиации, может быть использовано летным и ин-
женерно-техническим составом авиационных предприятий.

Ил. 226, табл. 27, список лит.: 42 назв.

Под редакцией В. В. Гаражи.



С) Киевский институт инженеров
гражданской авиации, 1989
ВВЕДЕНИЕ

Одной из важнейших задач авиационных перевозок является
«обеспечение безопасности полетов. В значительной степени реше-
ние этой задачи зависит от степени конструктивного совершенст-
ва функциональных систем, их надежности и ресурса.

Интенсивная эксплуатация в авиационных предприятиях граж-
данской авиации самолетов Ту-154, Ил-76, Ил-86, Як-42 и под-

готовка к приему новых самолетов Ту-204, Ил-96, Ан-124, Ил-114
требуют от обслуживающего персонала подразделений и летного

состава высокой профессиональной подготовки по обеспечению на-

земной и летной эксплуатации воздушных судов (ВС), их функци-

ональных систем, построение которых базируется на новейших до-

стижениях науки и техники.

Специалисты гражданской авиации должны знать тенденцию
развития, построения и конструктивного оформления функцио-
нальных систем отечественных и зарубежных образцов авиацион-
ной техники. В учебном пособии обобщен и систематизирован ма-
териал по системам управления, высотному оборудованию, топлив-
ным, противообледенительным, противопожарным системам ВС
и аварийно-спасательному оборудованию.

Изложенные в учебном пособии методики расчета параметров
функциональных систем ВС, примеры практических приложений
расчета параметров систем ВС современных и перспективных об-
разцов авиационной техники позволяют проводить анализ их тех-
нического совершенства, соблюдения требований Единых норм
летной годности самолетов (ЕНЛГС) при построении и конструк-
тивном оформлении таких систем и влияния эксплуатационных
условий на работоспособность, функционирование и безопасность
полетов ВС.
Глава 1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМ СУДНОМ

Система управления воздушным судном (СУВС) представля-
ет собой совокупность механических, гидравлических, электриче-
ских, электронных и других устройств, предназначенных для уп-
равления движением ВС в воздухе и на земле. СУВС состоит из
основной системы управления (СУ) полетом и вспомогательной
СУ, обеспечивающей изменение конфигурации ВС в зависимости
от режима полета.

1.1 Параметры управления,
требования к системам управления воздушным судном
и их классификация

И 1Й/‘>Т 	1 1\ 1Ш I.

В основную СУ полетом ВС входят СУ рулями по каналам
крена, курса, тангажа и двигателями в ручном или автоматичес-
ком режимах. Вспомогательная СУ включает в себя СУ механи-
зацией крыла (закрылками, предкрылками, интерцепторами),
средствами аэродинамической балансировки (сервокомпенсатора-
ми, триммерами), шасси (уборкой, выпуском, торможением, по-
воротом стоек) и другими устройствами.

СУВС обеспечивает взаимодействие человека-оператора (пило-
та) с объектом управления — ВС. Информацию о кинематических
параметрах движения и параметрах положения ВС относительно
земли, воздушного потока и других объектов (движущихся и не-
подвижных) получают на борту от соответствующих систем ВС
или с земли от внебортовых СУ воздушным движением (СУБД).
Наземная информация- необходима, прежде всего, для определе-
ния положения ВС относительно земли (ориентация и местонахо-
ждение) и объектов, находящихся в воздухе. Она используется
также для дублирования кинематических параметров движения
ВС при отказе бортовых систем. Однако в случаях, когда ВС
имеют на борту всю необходимую информацию, возможно вы-
полнение автономного полета без связи с наземными системами.

Полностью автоматизированные СУВС могут обеспечивать вы-
полнение полета и без участия пилота. Но в транспортной авиа-
ции, особенно в пассажирской, следствие необходимости обеспе-
чения высокой степени безопасности полета, полное исключение
пилота недопустимо. Единые нормы летной годности самолетов
(ЕНЛГС) предусматривают в составе воздушного экипажа двух
пилотов, так как и при| использовании автоматов окончательное
решение принимает человек. Только он может правильно оценить
необходимость отключения автоматов при нештатной ситуации
полета.

Человек-оператор в процессе ручного управления машиной,
в частности ВС, посредством командного рычага управления
(КРУ) выполняет слежение за объектом управления (ВС), ис-
пользуя три принципа слежения: по изменению положения ВС а,
скорости изменения положения ВС а и изменению ускорения по-
ложения ВС а в пространстве.

Физиология человека наилучшим образом приспособлена к уп-
равлению ВС с использованием первого принципа слежения, так
как' слежение за объектом управления по изменению положения
в пространстве сформировалось у него под воздействием много-
векового общения с орудиями труда, инструментами, машинами
и требовало от него минимальных энергозатрат. Поэтому в ручных
СУВС чаще всего применяют первый принцип слежения, который
позволяет пилоту обеспечивать необходимую точность пилотиро-
вания.

В автоматических СУ, где требуется высокое быстродействие
в условии прогрессивного возрастания процесса энергозатрат, при
управлении ВС используют второй и третий принципы слежения
за объектом управления, когда по скорости и ускорению измене-
ния положения ВС в пространстве отслеживают процесс реализа-
ции полета.
»	У' । . »	। у	л ~  в 1 I 1 I < • * X

При ручном управлении переход на более высокие уровни
слежения (второй и третий принципы) приводит к снижению точ-
ности управляющего воздействия из-за снижения однозначности
связи параметров перемещения КРУ х с параметрами контроля
за положением ВС а. Для восстановления однозначности связи
а — х пилот вынужден выполнять все большее число «нащупыва-
ющих» движений' КРУ.

Для изложения сущности процесса управления, конструктив-
ных особенностей и работы СУВС используют следующие терми-
ны и определения.
*	।	।	У ।	Ч • «г • • т	।

Управление — процесс реализации заданной траектории и ре-
жимов полета за счет изменения сил и моментов, действующих на
ВС с целью обеспечения программного движения его в заданном
или желаемом направлении.
К управлению относятся также операции, связанные с измене-
нием конфигурации ВС в полете (выпуск и уборка элементов ме-
ханизации крыла, изменение угла стреловидности крыла), а при
движении ВС по земле — операции по обеспечению разворота
передней опоры шасси, работы тормозов колес и реверсирования
двигателей.

Управление ВС как комплексная задача включает в себя ряд

этапов: получение информации о программе полета, получение ин-

формации о фактических параметрах полета, оценку рассогласова-

ния программных и фактических значений параметров полета и
выработку управляющих импульсов в соответствии с этим рассог-
ласованием, реализацию управляющего импульса путем воздейст-

вия через органы управления на рулевые поверхности.

1.1.1. Параметры управления

Программа полета представляет собой совокупность матема-
тических уравнений, выражающих изменение координат аппарата
во времени: х(1),	параметрами которых являются про-

граммные значения скорости Упр, высоты Нпр и углов ориентации
аппарата на траектории (тангажа 1/пр, крена уПр, курса *Гпр).
Программа полета может быть заложена в ЭВМ бортовых пило-
тажно-навигационных комплексов (ПНК) и может существовать
в представлении пилота в виде воображаемой траектории с не-
которыми параметрами в дискретных точках этой траектории.

Фактические (истинные) параметры полета 1/п, Нп, $п, уп, Фп,
необходимые для формирования управляющего воздействия, по-
ступают в виде визуальных сигналов на командно-пилотажное
поле приборов для информации членов экипажа, формирующих
управляющее воздействие. При наличии систем автоматического
управления (САУ) параметры полета поступают в виде электри-
ческих сигналов в ПНК.

Управляющим воздействием называют дозированное отклоне-
ние рулевых поверхностей и других органов управления, а также
рычагов управления двигателями (РУД) в соответствии с зако-
ном управления.

Закон управления ВС выражает изменение во времени углов
отклонения рулей высоты (РВ) 6в(0> направления (РН) 8Н(/),
крена бэ(0> тяги двигателей Р(0 в зависимости от рассогласова-
ния между программными и истинными значениями параметров
полета ДУ, АН, Д$, △?, ДО с целью устранения этого рассогласо-
вания.
Информацию о результатах управляющего воздействия пере-
дает канал обратной связи (ОС), наличие которого позволяет
сделать процесс управления ВС непрерывным.

Конструктивное оформление СУВС отличается большим
многообразием, поэтому анализировать характер связи между от-
дельными агрегатами, образующими каналы управления, сложно
и нерационально. Значительно проще характер связи между от-
дельными каналами, образующими контур управления ВС, выяв-
лять, используя структурные схемы.

Контур управления должен быть замкнутым для обеспечения
непрерывности управления и обязательно иметь каналы ОС для
контролирования процесса управления и обеспечения высокой
точности.

Замкнутый контур управления (рис. 1.1) состоит из управ-
ляемой системы объекта управления и управляющей системы,
оказывающей управляющее воздействие на этот объект. Эти си-
стемы связаны между собой каналом управления,' по которому
поступает управляющее воздействие на отклонение на заданный
угол РВ 6В, РН 6Н, элерон? бэ, и каналом обратной связи, по ко-
торому поступает информация о действительных углах отклоне-
ния рулей, углах ориентации объекта управления ВС а, р, у от-
носительно осей координат ХУ 2, в воздушном потоке, местополо-
жении объекта управления относительно системы навигационных
координат и другая информация.

Рис. 1.1

Контур управления объединяет управляемую и управляющую
системы, а процесс связи между этими системами является управ-
лением. При ручном управлении этот процесс связи пилота с са-
молетом называется пилотированием, которое всегда осуществля-
ется по замкнутому контуру, т.( е. обязательными являются как
канал управляющего воздействия, так и канал ОС. ОС обеспечи-
вает непрерывность управления, повышает устойчивость процес-
са, устраняет колебательность, предупреждает выход параметров
полета за предельно допустимые значения.
Однако наличие пилота в таком контуре все же делает его не-
замкнутым, так как управляющее воздействие непосредственно
не связано с регулируемой величиной, а их связь через пилота
субъективна и в такой связи нет строгой пропорциональности.

СУ называют совокупность технических устройств, с помощью
которых осуществляется управление. СУ может включать механи-
ческие, гидравлические, электрические, электронные и другие си-
стемы, которые подразделяются на системы основного и вспомога-
тельного управления.

Система основного управления предназначена для реализации
закона управления путем непосредственного воздействия пилота
через КРУ на рули ВС и тягу его двигателей, система вспомога-
тельного управления — для изменения конфигурации ВС и управ-
ления различными подсистемами-и агрегатами ВС.

Схема основного управления для случая горизонтального по-
лета показана на рис. 1. 2.
г

• I

1 4 • *	,	|	’ 1 ’ • ‘	>1 I , ' Л ’ а

Индикатор угломера

Рис. 1.2

В процессе управления отслеживают следующие величины:

' — регулируемую величину хъ угол атаки а или тангажа Ф;

— измеряемую величину х%, соответствующую х\, например,
углы положения флюгарки датчика углов атаки;

. — программное значение х1} необходимое для реализации за-
данного режима полета (горизонтального) Хо;

1	— величину рассогласования х3 между текущим (измеряемым)

и программным значениями регулируемой величины (х3=х2—х0);
— величину управляющего сигнала; х4, линейное отклонение
штурвальной колонки пропорционального Хз*,

— величину регулирующего воздействия на исполнительный
орган (РВ) л'5, пропорционального х4 и х3.

Пилот о регулируемой величине Х1 судит по ее измеренному
значению Х2 на индикаторе угломера или по положению ВС отно-
сительно линии горизонта, оценивает рассогласование х2 с его
программным значением х0 и вырабатывает управляющий сигнал
х4 (продольное перемещение штурвальной колонки управления
ВС), который через механическую проводку в виде управляюще-
го воздействия х$ передается на орган управления — РВ. Руль
отклоняется на угол б, что отмечается на индикаторе угломера.
Процесс управления ВС должен развиваться так, чтобы устраня-
лось рассогласование х3 = Х2 — х0 или чтобы происходило обну-
ление х3.

Обратная связь в рассмотренной схеме системы основного уп-
равления может реализовываться зрительно по положению стре-
лок на индикаторе угломера и по усилию воздействия РВ на пи-
лота через штурвальную колонку управления самолетом.

Во всех системах основного управления имеются КРУ, к кото-
рым пилот прикладывает управляющее воздействие к ВС, про-
водка управления — механические и электрические коммуникации
передачи управления, органы управления — рулевые поверхности
или! другие устройства (например, струйные рули), создающие
управляющие силы и моменты.

Система основного управления состоит из трех каналов: про-
дольного, поперечного и путевого управления.

Канал продольного управления (рис. 1.3) предназначен для
изменения угла атаки а, угла наклона траектории ВС к горизон-
гу 0 и угла тангажа -в, канал поперечного управления
(рис. 1.4)—для изменения крена у вокруг продольной оси ВС;
выполнения координированных разворотов в горизонтальной пло-
скости, канал путевого управления (курса или рыскания)
(рис. 1.5) —для изменения угла скольжения р и курсового уг-
ла Т.

Рис. 1.5

Для выполнения силового анализа работы СУВС оговаривают
правило знаков для углов отклонения КРУ и рулевых поверхно-
стей.

Положительные направления моментов, действующих на ВС
со стороны потока, выбирают в соответствии с системой коорди-
нат, положительные направления отклонения рулей и соответст-
венно КРУ — по условию парирования (уравновешивания) этих
моментов. На рис. 1.6 показаны положительные действующие
моменты Мх, Му, М2 и положительные отклонения рулей, вызы-
вающие управляющие силы, парирующие эти моменты. В этом
случае управляющие силы также положительны.

1.1.2. Требования к системе управления воздушным судном

Требования к СУВС регламентируются ЕНЛГС, НПП ГА-85,,
материалами ИКАО и соответствующими стандартами СЭВ. Ос-
новными требованиями являются те, которые направлены на обес-
печение точности управления, ее простоты и безопасности полета.

Для объекта управления (ВС) регламентируются характери-
стики устойчивости ту, п$х, тЛ и демпфирования ту, тшу, ту -
Для СУ регламентируются параметры управляемости и балан-
сировки, т. е. перемещения и усилия на КРУ, их градиенты по
перегрузке и угловым ускорениям, а также потребные углы от-
клонения рулей для уравновешивания ВС в различных режимах
полета. Устойчивость и управляемость находятся в обратной за-
висимости, поэтому их характеристики подбирают для обеспече-
ния достаточной устойчивости и необходимой управляемости.

Для создания единичной перегрузки нормируются градиенты
отклонения КРУ х"у, для приращения скорости на заданную
величину — градиенты хк^ , а также для изменения усилий на
КРУ—градиенты по скорости и перегрузке Рк^у, Р^у
Значения перечисленных градиентов нормируются в зависимо-
сти от массы ВС и расчетного скоростного напора. Например,
для продольного канала управления градиент усилия на КРУ
Р"у нормируется из условия исключения возможности непроиз-
вольного вывода самолета на недопустимую перегрузку. Для тя-
желых и скоростных самолетов этот градиент назначается больше:

Р"у - (0,15 - 0,25) кН/ед,
Л.*

.для легких и маневренных самолетов меньше:

— (0,05 - 0,1) кН; ед.

Темп затухания колебаний ВС должен быть таким, чтобы вре-
мя, за которое амплитуда колебаний ВС уменьшилась до своего
начального значения, не вышло за нормируемые пределы. Напри-
мер, для магистральных ВС на взлетно-посадочных режимах это
время не должно превышать 10—12 с, на крейсерском — 20 с. На
'Существующих ВС с автоматами устойчивости и управляемости
это требование легко удовлетворяется.

СУВС должны быть выполнены так, чтобы обеспечивать пи-
.лоту простую технику пилотирования в ручном режиме управле-
ния. В частности, отклонения КРУ должны соответствовать есте-
ственным представлениям человека о сохранении равновесия. Ка-
налы управления должны быть независимы, т. е. не должны иметь
перекрестных связей. Например, отклонение колонки не должно
воздействовать на элероны, штурвала — на РВ. Усилия на КРУ
должны возрастать плавно по мере отклонения их от нейтрально-
го положения и быть направленными противоположно переме-
щениям.

Перемещения КРУ х должны укладываться в диапазон таких
перемещений, которые оператор воспроизводит с минимальными
ошибками Дх, поскольку он пло-
хо контролирует как малые, так
и большие перемещения КРУ. На
рис. 1.7 показан оптимальный
диапазон перемещений КРУ, т. е.
таких перемещений, которые пи-
лот воспроизводит с наименьши-
ми ошибками. В путевом, про-
дольном и поперечном каналах
рациональный диапазон переме-
щения КРУ педалью составля-


ет хнгоах~70—125 мм, колонкой — хвта;;~200—400 мм, штурва-
лом — хэтах~ 100—160°.

Характер ошибок по воспроизведению или контролю усилий:
и перемещений на КРУ совпадает, поэтому в ЕНЛГС нормируют-
ся максимальные усилия (табл. 1. 1), которые используются при
расчете прочности СУВС.

Таблица 1.1

Взлетная
масса
самолета, кг

РВ

Нагрузка на КРУ. кН

элеронами

РН

ручка

штурвал

Не более

5700

•I

Не менее

10 000

Усилия в каналах элеронов, РВ и РН должны соответствовать
особенностям мускулатуры двигательной системы человека:

РЭ:РВ:РН = П (1,2-1,5) : (1,6-2,5).

Для плавного переключения управления с автоматического1
режима на ручной в СУВС включают автоматы триммирования.

Безопасность полета зависит от надежности агрегатов, обес-
печения дублирования и резервирования подсистем. ЕНЛГС пре-
дусмотрено требование работоспособности СУВС для производст-
ва посадки при всех неработающих двигателях. Реализация это-
го требования обеспечивается подбором необходимых емкостей
гидроаккумуляторов гидросистем ВС, с одной стороны, и установ-
кой электрогидравлических резервных насосных станций питания
рулевых приводов (РП) и рулевых агрегатов (РА)—с другой.
В нештатной ситуации полета ВС в работу должны включаться
резервные подсистемы автоматического парирования отказов, при-
чем время парирования не должно превышать 5 с. Повышение
безопасности полетов ВС обеспечивается постановкой систем
встроенного автоконтроля исправности СУВС, оснащенной четкой
индикацией отказов и предусматривающей выдачу рекомендаций
пилоту для их устранения, локализации или парирования возник-
ших отказов, а также принятия других решений; устранением по-
следствий отказа критического двигателя путем отклонения ру-
лей в путевом и поперечном каналах с компенсацией усилий на
КРУ посредством триммирования; необходимой эффективностью
поперечного канала управления для перекладки кренов от 30 до
минус 30°, при взлетно-посадочной конфигурации самолета за
время не более 6 с, при перемещении штурвала на угол не бо-
лее 90°.

СУВС также должна отвечать общим авиационным требова-
ниям: малой массе, достаточной прочности и жесткости, про-
стоте эксплуатации, ремонтопригодности и т. д.

1.1.3. Классификация системы управления воздушным судном

В основе классификации СУВС лежит степень участия в ра-
боте человека, применения в таких системах энергетических уст-
ройств и характер решаемых СУВС задача Классификационная
структура СУВС показана на рис. 1.8.

Рис. 1.8

Как следует из рис. 1.8, СУВС можно подразделить на два
класса: механические СУ (МСУ) и АСУ. МСУ подразделяются
на системы прямого действия (ПД) и непрямого действия (НПД).
АСУ включает в себя систему устойчивости и управляемости
(СУУ), систему угловой стабилизации (СУС), систему траектор-
ного управления (СТУ). Комплексы СУУ, СУС, СТУ, размещен-
ные на борту ВС, называют автоматической бортовой СУ
(АБСУ), а МСУ НПД, имеющая в своем составе СУУ, образует
полуавтоматическую СУ (ПАСУ).

МСУ представляют собой совокупность механических устройств
рычажного типа, с помощью которых человек или автомат воз-
действует на рули и направляет движение ВС. Достоинствами та-
кой системы являются простота конструкции, высокая надеж-
ность, оперативное изменение программы, «подчинение» ВС воле
пилота, недостатками — повышение утомляемости человека и свя-
занная с этим возможность возникновения серьезных ошибок в
пилотировании, трудность управления системой в сложных мете-
орологических ситуациях, большая масса системы.
АСУ предназначены для физической и психологической раз-
грузки экипажа, повышения безопасности полета путем предупре-
ждения выхода самолета на критические режимы полета, умень-
шения ошибок при выполнении основных задач полета. Основным
недостатком АСУ является более высокая вероятность отказов
вследствие усложненной структуры системы. Главные функции
управления в АСУ остаются за человеком, именно он оценивает
обстановку и решает, включать или не включать подсистемы ав-
томатизации СУ.

СУПД являются разновидностью МСУ, где основное управля-
ющее воздействие создается за счет мускульной энергии человека.
Их называют также системой ручного управления. Основной ки-
нематической характеристикой такой системы является передаточ-
ное отношение перемещений от КРУ к рулю, которое называют
коэффициентом передачи:

4  ' I . Л	,	М ’ 'Г	, 'ч! С . . ' •

— ДВ/Дл.

Коэффициент передачи связывает нагрузку Р на КРУ с аэро-
динамическим шарнирным моментом, действующим на руль:

где ЛГШ— шарнирный момент руля.

СУ НПД не используют мускульную энергию человека, а пе-
редают его сигналы к рулю через специальные устройства: РП,
гидроусилитель (ГУ), бустеры (БУ), РА управления (РАУ), си-
ловозбудители, формирующие управляющее воздействие от сигна-
лов пилота или автомата.

С увеличением роста полетной массы самолета и скорости его
полета момент Мш возрастает настолько, что кинематических ме-
роприятий, обеспечивающих уменьшение усилий, действующих на
КРУ, оказывается недостаточно. Это видно из зависимости усилий
на КРУ от параметров СУВС:

С увеличением, массы ВС связан рост площади руля 5Р, а с
увеличением скорости полета — рост скоростного напора, действу-
ющего на руль <7=0,5^Г2.

Когда кинематических и аэродинамических ти, средств
уменьшения усилий на КРУ оказывается недостаточно, применя-
ют специальные силовозбудители, чаще всего гидромеханические,
электрогидравлические или электрические.
Гидравлические силовые приводы получили наибольшее рас-
пространения из-за малой массы и габаритов (гидросистема до-
пускает большое давление), большого быстродействия в силу не-
сжимаемости жидкости и точности исполнения перемещений (ма-
лой массы подвижных частей золотника), большого ресурса в ус-
ловиях непрерывных реверсов, остановки и страгивания в силу
малого трения и хорошего охлаждения, возможности длительной
работы (наличия охлаждения гидрожидкостью),, невысокой стои-
мости.

Перспективными силовозбудителями являются электрические
агрегаты, разработанные на основе последних достижений в элек-
тротехнических отраслях науки и техники. Это, прежде всего,
электромоторы с малым удельным весом, высокой удельной энер-
гией, быстродействием и возможностью частого реверсирования.
«>

„ л л	:п-чз./;цои г /отпшшш]-и гол

1.2. Система прямого управления воздушными судами

В системах прямого управления управляющее воздействие пи-
лота передается через механическую проводку непосредственно
на органы управления, т. е. рули приводятся в движение за счет
его мускульной силы. В системах непрямого управления использу-
ются специальные усилители — РП, которые называются бустера-
ми. Чаще всего ими являются гидроусилители.

Контур системы прямого управления (рис. 1.9) состоит из пи-
лота, КРУ4, механической или электрической проводки управления
2, 3, 5, 6, 7, 8, органов управления 10 (аэродинамических рулей
1), приборов, показывающих ориентацию самолета относительно
потока и изменение режимов полета.

1.2.1.	Командные рычаги управления

	 .	,(  :<'.». П ..н ' „Г,	1 и (	 1	| • I

КРУ называют устройства, через которые пилот включается
в контур управления. К ним относятся механические рычаги, к
которым пилот прикладывает управляющее воздействие, осущест-
вляя непосредственную связь с ВС. КРУ состоят из ручного и но-
жного пультов управления. Ручной пульт управления (рис. 1. 10)
конструктивно выполнен в виде штурвала 1, шарнирно закреп-
ленного на оси колонки 2. Колонка со штурвалом закреплена на
кронштейне 5. Ручной пульт обеспечивает управление ВС по тан-
гажу и крену (управление РВ и элеронами). Продольные пере-
мещения колонки через качалку 3 сообщают поступательное дви-
жение тяге 4, передавая управляющее воздействие к РВ. Вращение
штурвала, 1 через механическую проводку в колонке 2 и крон-
штейне 5 приводит к перемещению тяги, расположенной в оси
Рис. 1.9
вращения колонки, передавая управляющее Бездействие к элеро-
нам.

Ножной пульт (рис. 1.11) обеспечивает управление по путево-
му каналу (управление РН) с помощью подножек педалей 3, сто-
ек 6 и тяги 5 и управление тормозами шасси через тормозные пе-
дали 2, которые через рычаг 1 и тормозную тягу 4 передают уп-
равляющее воздействие в тормозную систему.

Рис. 1.10

На пассажирских самолетах предусмотрено участие двух пи-
лотов в управлении ВС, поэтому применяются спаренные и син-
хронизированные КРУ. На легких самолетах, управление которы-
ми осуществляет один пилот, применяется ручка управления, объ-
единяющая функции колонки и штурвала.

Направления перемещений КРУ и самолета выбираются в со-
ответствии с представлениями человека о поддержании равнове-
сия. Если самолет вращается на увеличение угла атаки, то ко-
лонку необходимо отдавать от себя для прекращения вращения и
восстановления равновесия самолета. Если самолет кренится вле-
во, то штурвал надо поворачивать вправо для его выравнивания.
Если носовая часть самолета идет влево, то, подавая вперед пра-
вую педаль, следует перевести самолет на первоначальный курс.
Таким образом, перемещение КРУ в определенном направлении
должно вызывать желаемый поворот ВС в том же направлении.

Величины перемещений КРУ должны находиться в диапазоне
оптимальных значений, чтобы ошибки при воспроизведении этих
перемещений были минимальными, а сами перемещения выполня-
лись только руками и ногами пилота без участия туловища.

Величины усилий, действующих на КРУ, не должны быть
чрезмерными, чтобы не вызывать физического утомления, и не
должны быть очень малыми, чтобы не вызывать нервного утом-
ления.

Градиенты перемещений и усилий должны быть такими, чтобы
не могло возникнуть непроизвольного превышения перегрузки,
скорости полета и допускаемых углов атаки.

Перемещения КРУ, выбранные из условия их оптимальности,
т. е. наименьших погрешностей в дозировании их величины, и
удобства моторных движений человека применительно к самоле-
ту. должны лежать в регламентируемом диапазоне. Отклонения
штурвальной колонки должны лежать в пределах: от себя плюс
7—18° или 140—180 мм, на себя: минус 15—23° или 200—400 мм.
Повороты штурвала должны быть равны ±70—180°, ход педалей
относительно нейтрального положения ±100—130 мм.

На КРУ, в системе проводки, а также вблизи самих рулей
предусматриваются регулируемые упоры для ограничения их
крайних положений. В некоторых конструкциях, особенно на тя-
желых самолетах, применяют механизмы стояночного стопорения
КРУ в нейтральном положении для' предотвращения ветрового
раскачивания рулей. В кинематических звеньях связи КРУ с про-
водкой устанавливают балансировочные грузы для того, чтобы
КРУ не перемещались произвольно при действии перегрузок.

Усилия на КРУ необходимы для обеспечения пилоту «чувства
управления», т. е. они являются сигналами ОС в контуре управ-
ления. Усилия должны быть' направлены против перемещений и
плавно возрастать по мере отклонения КРУ от нейтрального по-
ложения. Диапазон изменений усилий и их величина выбираются
оптимальными по тем же соображениям, что и оптимальные пе-
ремещения.	>

Максимальные усилия для проверки прочности элементов кон-
струкции СУ ПД в ЕНЛГС нормируются, например, для самоле-
тов со взлетной массой от Юти более для продольного, попереч-
ного и путевого каналов управления Рв = 2,4 кН, Рэ = 1,6 кН
н^2,5 кН, для спаренных педалей эта нагрузка удваивается,
т. е. Ри=5 кН, коэффициент безопасности /=2.


Максимальные эксплуатационные усилия при скорости полета
около 0,8 Утах в первом приближении для тех же каналов уп-
равления должны иметь следующие значения:

Р3^ 0.3 - 1,5 кН; Рэ’ти^0,1 - 0,35 кН; Р>хт = 0,3 - 1 кН.

Эти усилия должны соответствовать особенностям мускулату-
ры двигательной системы человека:

Для самолета Ил-62, имеющего систему прямого управления,
Рэ = 0,25 кН, Рв=0,93 ...1,2 кН, Рн =1,15 кН, а соотношение
этих усилий Р3: Рв: Рн = 1 : 3,6 *. 4,6.

Длд определения зависимости между усилием на КРУ и шар-
нирным моментом на руле (рис. 1.12) в соответствии с принципом
возможных перемещений можно записать уравнение

РДх=МшДВ,
где Дх и Д 3— соответственно элементарные перемещения колонки
и руля.

Рис. 1.12

Тогда усилие пилота можно найти по формуле

Р= — (ДВ/Дх) = — /гшЛ4ш.

Отношение перемещений кт называют! передаточным отношени-
ем СУВС или коэффициентом передачи от КРУ к рулю, который

является одной из важных характеристик систем прямого управле-
ния, так как оказывает непосредственное влияние на усилия, дей-
ствующие на КРУ.	_

Таким образом, изменяя в определенных пределах подбира-
ют приемлемую величину усилий.

Коэффициент к

определяется

проводки управления. Например,

кинематическими параметрами
для схемы, изображенной на
рис. 1.12, элементарный угол поворота колонки —Д<р=Дх/г1}
линейное перемещение тяги проводки Дсргг, элементарный угол
поворота руля Дд=ДфГ2/гз. Тогда, используя рис. 1.12, можно за-
писать выражения для элементарного угла поворота руля Д6 и

для коэффициента кш соответственно:

Д§ =ДхГ2/ПГз,

кш = ДВ/Дх=г2/пгз,

т. е. этот коэффициент определяется соотношением плеч рычагов и
качалок, размеры которых ограничиваются пространством, выде-
ленным в самолете для размещения проводки управления. Поэто-
му варьировать коэффициентом передачи от КРУ к рулю кш в ши-
роких пределах не удается.

В СУВС, скорость и высота полета которых изменяются в зна-
чительных пределах, предусматривается возможность изменения
кш в полете с помощью специальных механизмов. В этих случаях
возникает необходимость получения нелинейной зависимости ,гй),
между отклонением КРУ и руля.

Как видно из рис. 1.13, а, балансировочное положение РВ 6В,
необходимое?, для уравновешивания самолета в горизонтальном по-
лете, и градиент отклонения РВ перегрузке ( по
изменяются нелинейно и в значительном диапазоне в зависимости
от чисел М и высоты полета Н. Поэтому возникает необходимость
обеспечения нелинейной зависимости (рис. 1.13Л б) между откло-
нениями КРУ хв и руля ов, т. е. зависимости от режимов по-
лета (Н, М). В таких СУВС предусматриваются специальные уст-
ройства, которые по сигналам датчиков параметров полета изме-
няют передаточное отношение в СУ. Такие устройства имеются на
самолетах Ил-86, Ан-124.

В СУ могут использоваться также механизмы1 нелинейной пе-
редачи, например, для нормирования избыточной чувствительности
самолета к перемещению КРУ, в частности, в канале элеронов лег-
ких маневренных скоростных самолетов. Пример таких механизмов
показан на рис. 1. 14. Такие механизмы всегда остаются включен-
ными и работают вне зависимости от режима полета ВС.

Рис. 1.14

Конструктивно простой и годной для получения желаемой не-
линейности механизма является схема (1.14, а) с шестерней и зуб-
чатым сектором. Движение тяги 1 (входного звена) вызывает уг-
ловое перемещение качалки 2, зубчатое колесо 3 обкатывается по
зубчатому сектору 5. Точка А зубчатого колеса, в которой шарнир-
но закреплена тяга 4 выходного звена, будет отставать или опере-
жать соответствующую точку рычага качалки 2. Изменением экс-
центриситета соотношения радиуса сектора и радиуса шестерни
можно получить желаемый закон нелинейности для выходного зве-
на 4.
Вариант рычажного механизма нелинейной передачи показан
на рис. 1.14, б.

Таким образом, коэффициент передачи СУ ки1 подбирают для
получения заданных значений усилий на КРУ самолетом. Подбор
осуществляют кинематическим путем, обеспечивая требуемое со-
отношение плеч рычагов и качалок в проводке управления. Когда
монотонность зависимости усилий на КРУ от режимов полета на-
рушается, устанавливают специальные устройства, изменяющие
в соответствии с этими режимами. Такие механизмы использу-
ют для предохранения конструкции от возможных перегрузок, если
пилот превышает допустимые в, горизонтальном полете перемеще-
ния КРУ-

Но нормирование усилий на КРУ подбором или изменением ко-
эффициента передачи имеет свои пределы, обусловленные ограни-
ченным пространством, отводимым в самолете для размещения ка-
чалок и рычагов в проводке управления.

Реализуемые на практике значения кш для транспортных само-
летов приведены в табл. 1.1.

Таблица 1.1

Величина коэффициента
шарнирного момента

град/мм

Элероны

/Зш.Э

Обозначение
коэффициента
шарнирного
момента

Наименование
руля

0,1—0,15

0,2—0,34

рад/мм

Когда подбором коэффициента передачи не удается полностью
нормировать усилия на КРУ (уложиться в пределы их максималь-
но допустимых значений), в системах прямого управления исполь-
зуют возможность воздействия на шарнирный момент руля:

А1Ш —	,	(1-1)

где Щ шкоэффициент шарнирного момента руля; 5Р—площадь
Руля; Ьр — хорда руля; д — скоростной напор потока воздуха.

Как следует из формулы (1.1), шарнирный момент Л4Ш зави-

°Т РазмеРов РУЛЯ (5р, скоростного напора д и коэффи-
ц ента шарнирного момента тш. В свою очередь, коэффициент
арнирного момента тт является функцией углов атаки, угла от-
клонения руля, величины аэродинамической и осевой компенса-
ции, а также числа М полета:

Шш = тша +т№~т'шХ-
!

Производные шарнирного момента	пГш соответственно

по углу атаки а, углу отклонения руля 5 и углу отклонения трим-
мера т могут быть оценены эмпирическими формулами:

= -0,12$р( 1 -3,65ОК) С«созХр;

<=-0,14( 1 -6,5^’5)С«со8Хр.

В зависимости от рассматриваемого канала управления про-
изводные шарнирного момента и производную коэффициента
подъемной силы обозначают для РВ та^-°, Су^ для РН —

’ хн > для элерона —т^<р,	Х9.

Относительную площадь руля (5Р = 5р 50п) принимают в
долях от площади соответствующего оперения 50п или площади
крыла, обслуживаемой элероном, 50б.

Относительную площадь осевой компенсации (50К = 50к / 5Р)
определяют для каждого руля отдельно.

Компенсацию шарнирного момента тш за счет триммера или
серворуля оценивают по аналогичным параметрам, например, для
РН (рис. 1.15):

^ = 0,017(5Окн/5н)^'н/^н)1’5.

При возрастании массы (размеров) ВС и увеличении скоро-
стей полета мероприятия по подбору коэффициента передачи
и коэффициента шарнирного момента руля тт могут оказаться
недостаточными для ограничения максимально допустимых уси-
лий на КРУ- В этом случае приходится отказываться от прямых
СУВС и использовать усилители — РП, т. е. СУВС НПД.

1.2.2. Проводка управления

Проводка управления служит для передачи управляющего
воздействия от КРУ к органам управления и состоит из качалок,
тяг, тросов, направляющих для них и сочленений всех элементов
между собой.

Проводка может быть как механической, так и электрической.
В СУВС ПД используется только механическая проводка.

Качество проводки оценивается искажениями, которые она мо-
жет вносить по величине и фазе при передаче управляющего сиг-
нала от КРУ к рулю. Искажения связаны с инертностью провод-
ки тпр, ее жесткостью Спр и наличием трения С На рис. 1.16

Рис. 1.16

X*

эти параметры проводки изображены условно в виде сосредото-
ченной массы, пружины и гидросопротивления. Входной сигнал
(рис. 1.16) задается по амплитуре А(() (рис. 1.17) и фазе В (*)
(рис. 1.18) в зависимости от частоты / знакопеременного воздей-
ствия на КРУ- При подходе к исполнительному органу (рулю или
силовому приводу) этот сигнал будет иметь другие значения ам-
плитуды А' (|) и фазы В'((), т. е. проводка может в общем слу-
чае значительно искажать передаваемые сигналы.

Для оценки качества проводки эта система рассматривается
в виде колебательного звена в контуре СУВС. Входной сигнал
задается с возрастающей частотой, при этом амплитуда этого сиг-
нала А у) убывает, но при прохождении резонансных частот про-
водки I рез эта тенденция нарушается, наблюдается всплеск амп-
Рис. 1.17

Рис. 1.18

литуды. Выходной сигнал имеет такой же характер изменения по
частоте, однако амплитуды и фазы этого сигнала будут отличать-
ся, особенно в зоне резонансных частот. Графики этих функций
показаны на рис. 1.17 и 1.18. Проводка считается добротной, ес-
ли в зоне резонансных частот амплитуда искажается не более, чем
на 20 %, а сдвиг сигнала по фазе равен менее 90°.

Для анализа параметров проводки как колебательного звена
в системе автоматического регулирования рассматривают ее пе-
редаточную функцию 1Г(Р).

Передаточные функции элементов контура управления явля-
ются символической записью с помощью операторов Лапласа,
которая позволяет в краткой форме выразить наиболее важные
характеристики этих элементов, определяющие динамику процес-
са управления. Эти функции содержат дифференциальные урав-
нения движения элементов СУВС. Передаточная функция провод-
ки управления как колебательного звена имеет вид

х8=Г(р) =

(1-2)

где &=1/Спр — коэффициент усиления, характеризующий связь
между силой Рв и продольным перемещением проводки в канале
управления РВ хв; Тп — у / Спр —постоянная времени про-
водки, характеризующая демпфирование собственных колебаний
проводки управления.
По функции ^(р) можно восстановить дифференциальное
уравнение (1.2) колебательного звена и решение этого уравнения:

Если сравнить уравнение (1.3) с его каноническим видом для
колебательного движения:

Р=ту+ау±Су,

где т-Т^к—масса проводки; а — 2^Тп]к — коэффициент демп-
фирования колебаний; С=\!к— жесткость проводки, то можно
выяснить физический смысл коэффициентов.

Решение дифференциального уравнения колебательного звена
имеет вид

во

СО 80)/ +

8ШО)/

п

где / — текущее время продольных колебаний проводки управле-
ния; со — круговая частота этих колебаний:



(2егп)2

О)

1

П

2^ГП— параметр, характеризующий раскачивание колебаний.

Графики процесса изображены на рис. 1.19. На ступенчатое
силовое (рис.' 1.19, а) воздействие Рв(1) проводка отвечает как ко-
лебательное звено продольными колебаниями хв(/) (рис. 1.19,6)
около заданного значения хв0, обусловленного силой Рв0.
Анализ параметра Тп = ]/^пр/СПр показывает, что для умень-
шения постоянной времени проводки, для обеспечения быстрого
затухания ее колебаний нужно уменьшать массу проводки шпр
и увеличивать ее жесткость на сжатие — растяжение (Спр — АР/Ах).
Лучше всего это достигается применением дюралевых труб, более
тяжелые стальные трубы ставят лишь в пожароопасных местах,
так как они усиливают колебательность проводки. Если %Тп>Тп,
то колебательный процесс переходит в более благоприятный, апе-
риодический процесс второго порядка. Однако переходный про-
цесс (ЗТП) при этом сильно растягивается, хотя и исчезает коле-
бательность (рис. 1.20). Для его сокращения надо уменьшать си-
лы трения в проводке приводящие к раскачке при передаче уп-
равляющего сигнала.

Для уменьшения трения в

сочленениях элементов про-
водки обязательно устанавли-
ваются подшипники. При
исследовании возможности
уменьшения сил трения путем
использования вибраторов не
удалось избежать наклепа и
усталостных разрушений.

За счет зазоров в сочлене-
ниях проводки управления
(шариковые подшипники, резь-
бовые соединения наконечни-
ков) накапливается люфт, ко-

торый приводит к ударам в
проводке при изменении знака усилий на КРУ ±РВ- Люфты (за-
зоры) не должны превышать более 6 мм в продольном канале,

12 мм — в поперечном и 6 мм — в путевом.

Силы трения в проводке управления не только затрудняют уп-

равление самолетом, но и приводят к его раскачке, причем ампли-
туда раскачки тем больше, чем больше сила трения. Трение скач-
ком изменяет усилие на КРУ на два модуля при изменении нап-
равление отклонений КРУ. На рис. 1.21 кривая 2 показывает из-
менение Р(х) без учета сил трения, а кривые 1 и 3 — с учетом сил
трения при прямом и обратном ходе КРУ. Силы трения в про-
дольном канале не должны превышать 5—12 даН, в поперечном
канале 4—9 даН и в путевом канале 12—20 даН.

Требования к характеристикам проводки управления считают-

ся удовлетворительными, если искажение амплитуды не превыша-
ет 20%, а отставание сигнала по фазе не более 60—90°. Если ха-
рактеристики’ проводки не удается улучшить, то ставится допол-
нительный усилитель (РП) непосредственно около КРУ, который
перемещает проводку к основному РП, расположенному вблизи
руля.	: .

Основным достоинством механической проводки системы пря-
мого (ручного) управления является высокая надежность.

Классификация механической проводки показана на рис. 1.22,
где отражены два типа проводки: гибкая и жесткая.
Гибкая проводка может выполняться тросовой, цепной, ленточ-
ной, проволочной или образовывать комбинацию из перечислен-
ных вариантов. Жесткая проводка может образовывать поступа-
тельное, вращательное движения или комбинацию из них.

В поперечном канале управления ВС часто находит примене-
ние смешанная проводка.

1. 2. 3. Конструктивные элементы систем прямого управления

ла и оперения проводку

Рис. 1.23

В системах прямого управления применяют механические эле-
менты проводки, устройства по автоматизации, физической и пси-
хологической разгрузке пилота, обратимые усилители, передаю-
щие часть усилий от руля на КРУ, электромоторы управления
триммерами, демпферы колебаний самолета на траектории и т. д.

Прямая СУВС (см. рис. -1.9) имеет штурвальную колонку 4,
тяги проводки 3, направляющие ролики 5, тягу регулируемой дли-
ны 6, качалки 7, рычаг 9 с регулируемыми упорами для ограниче-
ния отклонений руля 10 и гермовывод 8. Проводка управления в
таких системах всегда механическая. В основных каналах управле-
ния магистральных самолетов, как правило, применяется жесткая
проводка, которая обладает большой жесткостью, малым сопро-
тивлением перемещению, однако имеет большую массу и требует
соответствующих объемов для размещения.

Для предотвращения заклинивания при изгибе фюзеляжа кры-
составляют из отдельных частей: тяг,
их роликовых направляющих, кача-
лок, поддерживающих тяг или тяг,
изменяющих коэффициент кинемати-
ческой передачи, компенсационных ка-
чалок для погашения разности линей-
ного температурного расширения фю-
зеляжа и тяг прпвдкгь Кране тог®,,
могут иримекятьсй веемые балаасирк
для уравновешивания инерционных
сил, гермовыводы из фюзеляжа и ряд
других элементов.

Блок направляющих роликов (рис.
1.23) служит для поддержки (опира-
ния) тяг проводки 2. Ролики 1, 3 рас-
полагаются под углом 120° к сечению
тяги (чаще два ролика снизу). Ролик
1 имеет эксцентриковую втулку для
регулирования зазоров. Для умень-
шения трения ролики устаПав-
ливаются на шарикоподшипниках, а для уменьшения износа тяг
ролики выполняют из неметалла (чаще текстолита). Когда на тя-
гах появляется «накат» — дорожка от роликов глубиной более
0,5 мм, тяги поворачивают на 180°. Направляющие ролики умень-
шают провисание тяг, повышают их устойчивость при сжатии и га-
сят вибрации. Аналогичные функции выполняют качалки и рычаги.

Тяги 4 проводки (рис. 1.24) выполняются в виде пустотелых
труб, сечения; которых подбирают по условиям нагружения и ви-
браций. В концы труб запрессовывают так называемые стаканы,
которые фиксируют болтами 5. В один из стаканов может ввора-
чиваться регулируемое по длине ушко 8, которое фиксируется
гайкой /, шайбой 7 и контровкой 2, а в другой — ушко нерегули-
руемой длины 6. Для контроля расчетного числа витков резьбы
сцепления уха 8 со стаканом предусмотрено сквозное отверстие 3.
При регулировании длины тяги специальной булавкой проверяют
это число витков. Если булавка проходит сквозь соединение, то
ухо обратно вворачивают в стакан до перекрытия отверстия 3.

Рис. 1.24

Для прокладывания проводки на конструкции планера ВС ис-
пользуют качалки. На рис. 1.25 показано конструктивное оформ-
ление узла поводковой качалки. Качалка 4 выполнена в виде

штампованного элемента из высокопрочного алюминиевого спла-

ва, например, АК-6, к верхнему концу качалки 4 в двух точках

шарнирно крепятся тяги 1, а нижняя ее часть установлена на двух
шарикоподшипниках 6 в кронштейне 3 с помощью болта 7, шай-
бы и гайки. На рис. 1.25 показаны также перемычка металлиза-
ции 2 и метка 5 нейтрального положения качалки.

В ухо тяги впрессовывается сферическое кольцо, куда встав-
ляется (особым способом) шарикоподшипник с внешним сферичес-
ким ободом. Такое сочленение тяг обеспечивает их шарнирное
опирание, разгружает от поперечного

разгружает от поперечного изгиоа, дает угловую сво-
°ДУ взаимных поворотов в двух плоскостях.

Дифференциальная качалка предназначается для обеспечения
яхС1груТРИчного отклонения руля при симметричных отклонени-
например, в системе дифференциальных элеронов. На
Вид А

Рис. 1.25
рис

углах

1.26 показано включение в проводку управления РВ диффе-
ренциальной качалки 1. Дифференциальная качалка при равных
/глах отклонения 6 от нейтрального положения позволяет полу-
чить разные значения а и Ь линейного перемещения тяги 2, при-

как следует из рис. 1.26, а<Ь, угол отклонения РВ вверх 8В

чем,
будет больше угла отклонения вниз он-

Требуемые значения диапазона отклонения углов РВ обеспе-
чиваются подбором угла развала а дифференциальной качалки.

Соотношения кинематических параметров позволяют
уравнения для определения этого угла а:

*•	. 9 ®	Р / •	\ Д . 1

81па 81П“— — —— (81ПОВ — 81П0н) — .4,
2 2гд ’

СО8а 81ПЙ — — (81ПОВ -ф 81П0н) = В.

Систему удобно решать графически. Задавая о , вычисляют а.
Каждое уравнение дает свою кривую, а их пересечение — иско-
мый угол а, от которого зависит и угол между качалкой и отхо-
дящей тягой ср. Если этот угол прямой, то дифференциальность
исчезает (<р = а—0,5л). Одна-
бб!	ко в случае, когда это невоз-

можно, подсоединение к рыча-
гам и качалкам с углом ф=
= 80... 120 сводит нелиней-'
ность передачи к минимуму.
Графическое решение системы
тригонометрических уравне-
ний изображено на рис. 1.27.

Компенсационная качалка
в жесткой проводке (рис. 1.28)
предназначена для выравни-
вания разности линейного тем-
пературного расширения кор-

равления
Ре)- Если

пуса самолета и проводки уп-

(при различии материалов и неодинаковой температу-
точки А и В сближаются за счет температурного влия-
Рис. 1.28

ния,то компенсационная качалка в этой схеме повернется против
часовой стрелки. Если А и В удаляются (фюзеляж удлинился),
то качалка повернется по часовой стрелке. Таким образом, при
наличии компенсационной качалки в жесткой проводке управле-
ния не возникает дополнительных температурных продольных
усилий.

При отклонении температуры, например, гибкой проводки от
температуры сборки возникает изменение ее длины, которое мо-
жет привести к изменению натяжения тросов, нарушению нейт-
рального положения рулей и КРУ и т. д. Поэтому в СУ предус-
матриваются специальные устройства, устраняющие эти явления.

Усилия натяжения тросов изменяются, главным образом,
вследствие применения разных материалов для фюзеляжа (дю-
раль) и для гибкой проводки (сталь). Коэффициенты их темпе-
ратурного расширения существенно различаются (для дюраля
07 =22-10 6, для стали а, = ост = 12-10~6 1/град).

Разность линейного расширения такой комбинации может быть
определена по формуле
4.

А/= (ао. — аст) А//,
о	*

где А^— отличие от температуры сборки (Д^=/—15°); I — длина
проводки при температуре сборки.

Допустим, в дюралевом фюзеляже проложена стальная тросо-
вая проводка. Так как они связаны между собой, то может воз-
никнуть разность линейного расширения. Поэтому в комбинации
возникают дополнительные нагрузки — напряжения. Считая фю-
зеляж абсолютно жестким по сравнению с тросовой проводкой,
можно оценить изменение усилия натяжения троса:

\Р = /\.оР—ЕеР=ЕР^1/1;

&Р = ЕР(а —аст)АС
где А<з=Е(а^—аСТ)А^ —приращение в
щадь сечения троса.

напряжениях; Р — пло-
Приращение АЗ может быть положительным или отрицатель-
ным, поэтому натяжение тросов может возрасти (переход от зи-
мы к лету) или ослабнуть.

Для поддержания нормированного значения усилия натяжения
тросовой проводки устанавливают тандеры (рис. 1. 29) — регули-
руемые по длине звенья — или специальные пружины (рис. 1.30).
Изменение натяжения тросов тандерами заранее рассчитывают и

Рис. 1.29

.строят графики в зависимости
•от температуры (рис. 1.31).
Применение узлов натяжения
с использованием специальных
пружин позволяет сделать бо-
лее независимым усилие натя-
жения в тросе от перепада
температур. К такому выводу
можно прийти, если проанали-
зировать графики, показанные
на рис. 1.32 (с узлом натяже-
ния усилие меняется меньше).

Элементы механической
проводки управления подвер-
гаются вибрациям за счет ко-
лебаний со стороны рулей,
элементов каркаса самолета
и, главным образом, неуравно-
вешенности роторов и винтов
силовой установки. Поэтому
такие элементы, особенно тру-
бы и тросы, необходимо про-
верять на отсутствие резонан-
са. Иначе могут появиться ус-
талостные разрушения. Отсю-
да возникает необходимость
Л?еделять частоты таких ко-
и искать пути устра-
нил возможного резонанса.
Рис. 1.32

Частоту собственных изгиб-
ных колебаний V трубы вычисли- ►
ют по формуле

где а—ш; I — номер тона коле-
баний; /т— длина трубы; Е-
модуль упругости материала; I —
массовый момент инерции сече-
ния трубы; т — погонная масса
трубы.

Если тяга является цилиндрической трубой, то ее частоту
определяют из уравнения

а27ХГ, Р /	/ § \2

ч = 0,0563 -Ц|. Е|/ 1 х ,

I- I Р И ' I

для дюралевых труб:

V « 2840,7	>

для стальных труб:

* «2853,9
/2

где Рср = 0,5(2) + Д)—средний диаметр трубы; р — плотность ма-
териала; 6 — толщина стенки трубы.

Гибкая (тросовая) проводка выполняется обычно двойной
замкнутой, так как она передает только тянущие усилия. Для
уменьшения искажения передаваемого сигнала за счет люфтов
и упругости (вытяжки тросов) создается их предварительное на-
тяжение, применяются мультипликаторы и автоматы натяжения
тросов. Основными достоинствами гибкой проводки являются ма-
лая масса, компоновочные удобства обхода агрегатов, недостат-
ками— меньшая жесткость, больший износ, невысокая живучесть
при повреждениях, необходимость периодической регулировки
усилия натяжения в зависимости от температуры.

Жесткая проводка вращательного действия применяется во
вспомогательных СУ, например, в СУ предкрылками или СУ за-
крылками. В таких СУ крутящий момент от электро- или гидро-
двиг

а те л я через шестеренчатый редуктор, трубчатые валы, кар-
тинные соединения и винтовые пары (подъемники) передается куп-
павляемой поверхности. Достоинствами таких систем являются
большая жесткость, возможность передачи больших мощностей
за счет увеличения частоты вращения, что, в свою оче-
редь, обеспечивает уменьшение крутки валов (ф = Л1Кр//6/о) зак-
оылков, недостатками — большой объем эксплуатационных работ
(осмотры, уход, регламенты). Обычно жесткая проводка враща-
тельного действия применяется в системе выпуска закрылков.

В СУВС ПД иногда используются так называемые обратимые
усилители, чаще всего ГУ — БУ. Они позволяют уменьшить уси-
лия, действующие на КРУ, но в то же время сохраняют обратную
связь, т. е. передают! часть усилий, действующих на руль, через
КРУ пилоту. Благодаря этому он сохраняет ощущение управле-

ния самолетом.

Схема включения обрати-
мого БУ показана на рис. 1.33.
Для оценки степени обратимо-
сти вводят так называемый
коэффициент усиления:

где РдЫК; Р“кл — усилия, дей-
ствующие на пилота при вык-
люченном и включенном БУ.

Обычно в СУВС с обрати-
мым БУ 1 = 20... 10. Как видно
из схемы, если е=0, то /=1,
а это означает, что БУ стано-
вится необратимым.

Выражения, определяющие
коэффициент усилия обрати-
мого БУ в зависимости от ге-
ометрических параметров его
включения в проводку СУВС,
можно получить из условия
Равенства работ:

(1.4)

При выключенном БУ
(рис. 1.34) звено /—3 рабо-
тает как жесткая тяга, звено

Рис. 1.33

Рис. 1.34
2—5 поворачивается вокруг точки 4 параллельно звену 1—6, поэ-
тому можно записать соотношения:

Д$.= Д/^, Д52 = Д/^±-^>
Ь	с — е

где А/ — равные перемещения точек 5 и 6 жесткого звена 5—6„

Кинематика механизма выполнена так, что ^/+е=а и с—е=Ьу
поэтому обеспечивается равенство Д$1=Д52.

Таким образом, при выключенном БУ усилие от руля полно-
стью уравновешивается пилотом:

Пвыкл - р

~ “у

При включенном БУ (рис. 1.35) звено 1—3 изменяет свою
длину, звено 2—5 (см. рис. 1.34) поворачивается вокруг точки
опоры 3, поэтому уравнения перемещений примут вид:

Д$,=Д/|, Д52=Д/-.
о	с

Подача

Слив

Рис. 1.35

а формулу усилия в соответствии с выражением
писать следующим образом:

(1-4)

можно за-

(1.5)

После подстановки значений й и с в

лучают:

_	„ Ь(а—е)

Пвкл   р — ----—

л ? а{Ь+е}

уравнение (1.5) по-

(1.6)
Т-ким образом, при включенном БУ усилие от руля передается
пилоту не полностью:

Пикл р

л - 'Р ’

так как отношение (а—е)/(Ь + е) всегда меньше единицы при

Используя полученные выражения для Р®ыкл и
для коэффициента усиления обратимого БУ записать:

Г)выкл л г; । \
> л	а д+е}

^вкл ' ~Ь(а-ё)

Формула (1.7) показывает, что желаемый коэфф!
ния подбирается путем изменения е-эксиентрнснтета

можно

(1.7)

'ест усиле-
включения

БУ в СУВС, гак, при е=0 получают I—-1 и Рл=Рр, т. е. БУ, вклю-
ченный без эксцентриситета, не помогает пилоту: В этом случае
входное звено 1—6 не может управлять золотником БУ (см. рис.
1.34 и 1.35). ' ри е=а получают I— сю и Рл=0, т. е. БУ полно-
стью воспринимает усилия от руля и не передает их пилоту. Б
этом случае образуется необратимая СУВС. Следовательно, коэф-
фициент усиления обратимого БУ подбирается по эксцентрисите-
ту его включения в интервале значений:

О < е < а.

В случае применения обратимого БУ, по-видимому, целесооб-
разнее использовать БУ с внутренней обратной связью (рис. 1.35).

Потребную мощность для питания БУ вычисляют по фюрмуле

рЧ

75-19?

где р — давление в гидросистеме; С — расход гидросмеси че-
рез ГУ: •		•

I

Л4ши)_
/27)

— скорость поворота руля; р= (0,8—0,9) — объемный КПД БУ,

1. 2.4. Расчет на прочность элементов системы управления

Прочность элементов проводки СУ обеспечивают исходя из сле-
дующих требований ЕНЛГС:

— при определении нагрузок нормируемое значение коэффи-
циента безопасности [—2;
— значения усилий, действующих в элементах проводки, оп-
ределяют для положений СУ, соответствующих нейтральному и
двум крайним положениям рулевой поверхности;

— проводку; дополнительно догружают при замыкании проти-
воположно направленными шарнирными моментами Л4Ш половин
рулей на проводке без передачи усилия на КРУ;

— прочность проводки проверяют на действие нагрузок при
полете в неспокойном воздухе.

Для расчета прочности элементов СУВС исходные нагрузки,
прикладываемые к КРУ, выбирают из табл. 1.2 в зависимости от
взлетного веса ВС.

Таблица



Каналы управления и усилия на КРУ, кН

по весу

колонкой РВ

штурвалом,
элеронами

Рэ, кН

ручкой РВ
элеронами

Д» кН

педалями РН

Д, кН

в>

Меньше или
равно 5,7

Больше или
равно 10



Примечание. При сдвоенном ножном управлении нагрузки на педали
удваиваются.

Расчетное усилие для малых рукояток управления (РУД, кра-
ны) должно быть не менее 300 Н.

Пневмо- и гидроцилиндры в СУ рассчитывают на максималь-
ное давление:

Р шах 1 Д/?раб,

где Рраб— рабочее давление системы.

Прочность элементов проводки управления (см. рис. 1.9) рас-
считывают для их нейтрального и двух крайних положений. Уси-
лия в тягах определяют в соответствии с кинематикой, например:

Рц = 2-2,4 = 4,8 кН.

От положения ручки зависит в данном случае угол а. При
этом выполняют условие отсутствия потери устойчивости рассчи-
тываемой тяги, например:

Р1<РЭ=-- с^Е1)Р,	7 = 0,5кОВ(П/2)2,
где с — коэффициент, учитывающий условия опирания тяги; О —
диаметр тяги; 6 — толщина стенки.

Тяги проверяют на вибрацию по первому тону частоты свобод-
ных колебаний:

30к / е!	Ге

^ = -7— 1/ — ИЛИ	1/ Е

Е | т	у Т

/ для дюралевых труб: усв ~ 170^|р-•

А

Для нагруженных труб частоту собственных колебаний вычис-
ляют по формуле

'^нагр	1 ~1~ (Е/ Рэ} •

Частота собственных колебаний тяг V должна отличаться от
частоты вращения двигателя или винта на ± (300—400) колеба-
ний в минуту для исключения резонанса.

Проверку деформации отдельных тяг и суммарных деформа-
ций проводки выполняют по формуле

М1 = ^Р1ЕЕ)1.	(1.8)

Суммирование по формуле (1.8) надо вести с учетом переда-
точных отношений, например:

Влияние нагрева на деформации оценивается по величине ли-
нейного расширения:

д//=сч(/-20)/,

где а/=22-10~6 ‘/град —для дюраля; аг=12-.10~6 7гра1—для стали.

Для тяг необходимо подобрать подшипники, рассчитать болт
в тяге из условия растяжения и болт в подшипнике из условия
среза.

Расчет трубопроводов гидравлической части ведется по нор-
мальным напряжениям о согласно выражению

где сд—нормальные напряжения, действующие в трубопроводе;
г> а, — соответственно радиус внутреннего сечения и толщина стен-
ки трубопровода.
С учетом пульсации давления и возможном гидроударе:
р — (2,5 3)/?ИЗб,	•

где ризб—избыточное давление.

В местах заделки трубопроводов необходимо иметь еще мень-
шие значения напряжений од с учетом подвижных соединений.
Трубопроводы также проверяют на вибрации по формуле

где с — параметр, учитывающий тип соединения (с—1,6 для по-
воротного соединения, с=3,5 для жесткого соединения); ттр —
погонная масса трубопровода; тж — погонная масса жидкости.

Нагрузку, действующую на трубопровод, определяют из выра-
жения:

где 5тр—площадь трубопровода; V — скорость течения жидкос-
ти в трубопроводе.

Предложенные формулы оценки прочности элементов СУ поз-
воляют определить наиболее нагруженные участки проводки при
осмотре и техническом обслуживании авиационной техники.

1.3.	Системы непрямого управления воздушным судном

Системами непрямого управления ВС называются такие СУВС,
в которых для отклонения исполнительных органов — рулей — ис-
пользуется не мускульная сила пилота, а специальные силовозбу-
дители — РП. Появление систем непрямого управления, прежде
всего, связано с невозможностью мускульного парирования нагру-
зок, действующих на рули тяжелых и скоростных ВС. Нагрузки,
действующие на КРУ от руля, определяются зависимостью



Если значения тш, 5Р, &р, 7 так. велики, что их рост нельзя
компенсировать подбором кинематической структуры СУВС
или аэродинамической компенсацией шарнирного момента тш,
то используют специальные силовозбудители. В замкнутом конту-
ре управления такие рулевые устройства представляют собой гид-
равлический следящий привод, который автоматически отслежива-
ет (выполняет) заданное пилотом (дозированное) отклонение
рулей.
Пилот, прикладывая сравнительно небольшие усилия, воздей-
ствует на регулирующие (распределяющие) устройства силовоз-
будителей, которые, в свою очередь, непосредственно управляют
отклонением рулей.

Появление гидравлического следящего привода в СУВС свя-
зано с необходимостью парирования возросших нагрузок на КРУ
и автоматизации управления, решения ряда задач, касающихся
устойчивости и управляемости' ВС в полете.

Появление силовозбудителей в СУ сверхзвуковых ВС было вы-

звано также ухудшением управляемости на сверхзвуковых режи-
мах полета за счет снижения эффективности обычных рулей и по-
вышения продольной устойчивости.

Снижение эффективности рулей на этих режимах связано с на-

рушением влияния их отклонения на картину давления части опе-
рения, лежащей впереди руля, так как «возмущения» от руля,
скорость распространения которых не превышает скорости звука,,
не передаются вперед, «вверх по течению», в сверхзвуковом по-

токе.

Повышение продольной устойчивости связано со смещением фо-
куса ВС назад при ЛОШкр, что приводит к возрастанию пикиру-
ющего момента и необходимости увеличения уравновешивающего
его момента от средств управления. Поэтому из-за уменьшения
запаса продольного момента СУВС дополнительно ухудшается
управляемость.

В этих условиях возникает необходимость применения полно-
стью поворотного оперения, например, управляемого стабилизато-
ра, и использования систем перекачки топлива для смещения
центра масс (тяжести) ВС в сторону смещения его фокуса и ста-
билизации таким образом продольного момента.

В отличие от поворотного стабилизатора, который является
органом основного управления, применяют переставной стабили-
затор — орган вспомогательного управления. Первый сохраняет
свою эффективность на всех режимах полета, руль в этом случае
отсутствует, второй используется преимущественно на взлете и
посадке при изменении расчетной центровки ВС в зависимости от
вариантов загрузки и за счет выгорания топлива. Переставной
стабилизатор (в этом случае руль сохраняется) может использо-
ваться в полете (Ил-86) для снижения «расхода» руля с целью
уменьшения лобового сопротивления ВС. Силовозбудители этих
стабилизаторов и системы управления ими различные. Поворот-
ный стабилизатор управляется быстродействующим силовозбуди-
телем, включенным в систему следящего привода, переставной
стабилизатор — механическим подъемником в системе вспомога-
тельного управления, причем быстродействие подъемников значи-
тельно ниже. Таким образом, существует целый ряд факторов,
связанных с развитием авиационной техники, которые требуют
использования силовозбудителей в; СУВС.

1.3.1.	Принципиальная схема непрямого управления

Включение необратимых силовозбудителей в СУВС приводит
к нарушению силовой связи между КРУ и рулем (Р!фУ^—
вследствие чего пилот теряет ощущение управления самолетом и
ОС, хотя кинематическая связь КРУ и руля сохраняется; (Ъ = к1их).
Тем не менее непрямые СУВС получили широкое распростране-
ние, а для тяжелых и скоростных ВС являются единственно воз-
можными.

В таких системах ощущение управления обеспечивается спе-
циальными имитаторами. Следящий РП непрямых СУВС являет-
ся электрогидромеханическим. В них применяют ГУ |(БУ) в каче-
стве РП, механическую проводку и электрокоммуникации для пе-
редачи сигналов управления, главным образом, от автоматичес-
ких систем.

На рис. 1.36 в системе основного управления самолетом Ил-86
цифрами 1, 6 показаны элероны, 3, 5 — четыре секции РВ, 4 —
две секции РН, в системе вспомогательного управления цифрой 2
показаны закрылки, 7 — спойлеры (интерцепторы), 8 и 9 — пред-
крылки. Все элементы имеют силовозбудители. В системе основ-
ного управления — это ГУ, отвечающие требованиям, предъявля-
емым к СУВС, и обеспечивающие:
—	снятие усилий с КРУ при парировании нагрузок от рулей;

—	изоляцию КРУ от вибрации рулей, которые могут возник-
нуть на режимах критических чисел М полета;

—	усиление мощности командных сигналов, поступающих как
от пилота, так и от САУ, отклонение рулей по их суммарным ко-
мандам для улучшения характеристик устойчивости, управляемо-
сти и повышения безопасности полета;

—	увеличение жесткости СУ, демпфирование собственных ко-
лебаний руля в случае возникновения рулевых форм флаттера;

—	уменьшение усилий на КРУ по; перемещению тяжелой меха-
нической проводки до силовозбудителя тяжелых ВС путем приме-
нения дополнительных ГУ.	> ,

Простейшая схема системы непрямого управления с ГУ изоб-
ражена на рис. 1.37 применительно к управлению РВ. Перемеще-
ния штурвальной колонки (КРУ) через механическую проводку
1—2—3—4 передаются на золотниковый распределитель (ЗР) ГУ
(РП). В соответствии с направлением перемещения ЗР перепус-
кает гидросмесь под высоким давлением в правую или левую по-
лость гидроцилиндра РП, шток которого перемещается и отклоня-
ет РВ. Стрелками показаны перемещения элементов при взятии
колонки на себя.

Силовой шток РП всегда стремятся непосредственно соединить
с рулем, что повышает жесткость СУВС и исключает рулевые
формы флаттера и тряску рулей. Только в том случае, когда это
выполнить невозможно, используют дополнительную (короткую)
механическую проводку. В системах непрямого управления пилот
теряет мускульное чувство управления самолетом, что не позво-
ляет ему адекватно и быстро реагировать на изменения режимов
полета. Это, в свою очередь, может привести к превышению до-
пускаемых в эксплуатации значений параметров полета, напри-
мер, по углам атаки, перегрузкам, предельным скоростям и чис-
лам М полета. Поэтому в СУ НПД устанавливают загружатели
командных рычагов (рис. 1.37, ПЗ). Чаще всего ими являются
пружины двухстороннего действия, работающие только на сжа-
тие, что снижает вероятность отказов в их работе. Для дозиро-
ванного изменения нагрузки пружинного загружения по желанию
пилота совместно с загружателем в работу может включаться ме-
ханизм эффекта триммирования (МЭТ), с помощью которого, из-
меняя поджатие пружины, корректируют усилия, передаваемые на
КРУ. Своему названию МЭТ обязан фактическому отсутствию
триммера и имитации его эффекта. Триммер на руле при наличии
РП, замыкающего усилия от руля на себя, не может оказать воз-
действия на КРУ, однако в некоторых случаях для повышения
живучести СУ устанавливают триммер на рулях и при необрати-
мых СУВС' (Ил-76Т) для того, чтобы в случае рассоединения РП
с рулем триммер, управляемый с помощью электромотора, слу-
жил средством балансировки самолета. В этом случае триммер
может выполнять функции серворуля.

1.3.2. Гидроусилители, используемые в системах
непрямого управления

В качестве РП СУВС используются ГУ поступательного и вра-
щательного типа, первые преимущественно в системе основного
управления (рулями), вторые — в системе вспомогательного уп-
равления (элементами механизации крыла).

Гидравлические РП состоят, главным образом, из двух узлов —
ЗР и двигателя. Распределитель перепускает жидкость в рабочие
полости двигателя, изменяя направление движения или прекра-
щая его, двигатель превращает энергию жидкости, подаваемой
под давлением, в механическое перемещение и совершает потреб-
ную для управления работу. Это перемещение может быть враща-
тельным или поступательным. В первом случае гидродвигатель
представляет собой обращенный гидронасос, чаще плунжерного
типа, во втором — гидроцилиндр с исполнительным штоком.

Характерной особенностью РП, используемых в СУВС, явля-
ется наличие ОС, что и превращает систему в следящий привод,
который отслеживает дозированный пилотом командный сигнал
и в соответствии с его знаком отклоняет рули на заданный угол.
По кинематической структуре ОС бывает рычажной или внутрен-
ней, а по программе перемещения исполнительного звена гидро-
двигателя (штока или вала)—позиционной, скоростной и изо-
дромной.

Позиционная ОС, называемая также жесткой ОС (ЖОС), ре-
ализуется по величине отклонения исполнительного звена.
Скоростная ОС (СОС), называемая также тахометрической,
> реализуется по величине скорости отклонения исполнительного
звена.

Изодромная ОС (ИОС) называется также гибкой, реализует-
ся по ускорению перемещения исполнительного звена.

Передаточная функция 1Г0С ОС выражается через кинемати-
ческие и динамические параметры РП. Так, 1Г^СОС определяется
соотношением плеч в РП с рычажной ОС, 1Г*СОС =1 для РП с вну-
тренней ОС, в этом случае называемой единичной ЖОС.

В случае СОС

1^°сс =	,

*

а для ИОС

где З — йЩ — оператор Лапласа.

В СУВС наибольшее распространение получили РП с ЖОС
из-за их простоты и более высокой надежности. На рис. 1.38 по-
казаны принципиальные схемы таких РП с рычажной (а, в) и
внутренней (б, г) ОС.

В схемах а, в рычаг 1—2—3 связывает КРУ с распределите-
лем и двигателем, в схемах б, г КРУ связан с распределителем,
а связь двигателя с распределителем осуществляется через кор-
пус РП. Эта конструктивная особенность определяет передаточ-
ные отношения от КРУ к рулю через РП. В этих схемах роль
> распределителя выполняет цилиндрический или плоский золот-
ник, причем при использовании высоких давлений (Рвх>15 МПа),
как правило, применяют плоский золотник, который менее под-
вержен облитерации — гидравлическому защемлению прецизион-
ных пар. Облитерационное «залипание» золотников резко умень-
шает чувствительность, увеличивает запаздывание управляющего
сигнала, ухудшает динамику гидравлических приводов, в отдель-
ных случаях приводит к их отказу и проявляется тем интенсив-
нее, чем больше перепад давлений и чем больше тяжелых моле-
кулярных фракций содержится в применяемой гидрожидкости.
Это явление учитывается при проектировании гидравлических
машин и выборе типа золотника.

На рис. 1.38,а, в показана реализация ОС. Перемещения КРУ
пилотом через проводку управления передаются к точке /, в этот
I момент точка 3 остается неподвижной, так как силовой гидроци-
линдр замкнут несжимаемой жидкостью, поэтому рычаг 1—2—3

поворачивается вокруг точки 3 и смещает точку 2 (на схеме а
вправо, на схеме в влево). При этом золотник сходит с нейтрали
и сообщает одну полость ГУ с каналом высокого давления рвх,
другую — с каналом слива рсл. Под действием перепада давле-
ний (Рвх = Рсл) шток ГУ перемещается в направлении, противо-
положном смещению золотника, устанавливая его в нейтральное
положение и прекращая собственное движение. В этой фазе точ-
ка 1 неподвижна, так как заданное пилотом перемещение ,гвх от-
работано и ГУ отслежено. Аналогичная картина наблюдается в
схемах б, г, только в схеме б смещается не шток, а корпус РП.

Рассмотренные ГУ являются/ лишь частью более обширного
класса силовозбудителей. Многообразие гидравлических приво-
дов, используемых в СУВС, обусловлено элементной базой, типом
управления и регулирования, степенью резервирования и дубли-
рования узлов и каналов питания усилителей. Гидравлические
приводы подразделяют на гидромеханические, у которых сило-
возбудитель гидравлический,, а управление механическое, электро-
гидравлические РП, имеющие электрическое управление, и элект-
ромеханические РП, представляющие собой комбинацию двух
первых приводов. Причем управление каждого из них может быть
непрерывным или дискретным. Эти РП могут быть в принципе
обратимыми или необратимыми.

Тип сравнивающего устройства в них, осуществляющего ОС,
может быть позиционным или нагрузочным. Позиционное сравни-
вающее устройство отслеживает заданное от КРУ смещение што-
ка силового цилиндра, а затем отсекает подачу гидропитания к
нему. Нагрузочное сравнивающее устройство выполняет ту же за-
дачу путем отслеживания нагрузок. Тип регулирующего устройст-
ва РП‘ может быть дроссельным или объемным, первый регулиру-
ет РП по давлению жидкости, второй — по расходу ее.

Исполнительный гидродвигатель (или силовой гидроцилиндр)
может иметь поступательное или вращательное, движение. По
уровню резервирования РП может быть поэлементно резерви-
рованным (сдвоенные, строенные, счетверенные РП), частично
резервированным или нерезервированным. По типу гидропитания
различают одноканальные или многоканальные РП с автономным
или централизованным питанием. При автономном питании каж-
дое РП имеет свой электрогидравлический насос и бачок с
жидкостью.

В СУ современных самолетов обычно применяют необрати-
мее гидромеханические РП непрерывного управления с дроссель-
ным (золотниковым) регулятором по; давлению, позиционной ОС
(сравнивающим устройством), поступательным движением штока
гидроцилиндров, имеющих соответственно трех- и четырехкратное
резервирование.

Гидравлические приводы с дроссельным регулированием наи-
более просты по конструкции, причем несколько гидравлических
приводов могут питаться от одного насоса. Однако они нагрева-
ют жидкость при дросселировании, имеют низкий КПД (0,3—0,5)
и не могут передавать очень больших мощностей.

Гидравлические приводы с объемным регулированием пред-
ставляют собой совокупность гидронасоса с гидродвигателем. Ре-
гулирование, в том числе и реверсирование, осуществляется с по-
мощью наклонных шайб насоса и мотора. Такие гидравлические
приводы имеют высокие КПД (0,5—0,7) и передают значительные
мощности. К их недостаткам относятся сложность конструкции,
необходимость индивидуального насоса, большие управляющие
усилия (наклоном шайб).

Рулевые, приводы имеют числовую маркировку, например, в СУ
Ту-154 применяют РП-55-2 (элероны), РП-56 (РВ и РН), РП-57
и РП-59 (элерон-интерцептор), РП-59 (интерцепторы). Причем
РП-55 и РП-56 являются строенными, и работают одновременно
от трех гидросистем.

В СУ Ил-86 применяют восемь РП-67 (по два на каждую из
четырех секций РВ), шесть РП-68 (по три на каждую из двух
секций РН), шесть РП-69 (по три на каждый элерон). Для пи-
тания РП используются четыре гидросистемы, причем каждый
РП-67 питается от двух независимых систем. В качестве серво-
привода (СП) применяется четырехкамерный РП-69 для переме-
щения проводки управления в канале элеронов самолета Ил-86.

Гидроусилитель РП-56 (рис. 1.39) используется как силовоз-
будитель в каналах управления РВ и РН самолета Ту-154 и пред-
ставляет собой трехкамерный усилитель с последовательным рас-
положением* их на силовом штоке 7. Каждая камера получает пи-
тание от автономной гидросистемы самолета /, II, III через золот-
ник 5 распределителя 6. Привод каждого золотника 2, 3, 4 при-
водится в действие от входной качалки 1, связанной механичес-
кой жесткой проводкой с КРУ. При поступлении управляющего
сигнала от КРУ на входное звено 1 привода распределителя пло-
ские золотники 5 перемещаются, обеспечивая подвод гидропитания
в камеры РП-56 по каналам, выполненным в корпусе усилителя.
При этом силовой шток 7 будет совершать поступательное дви-
жение, которое через выходную серьгу 8 будет передаваться рулю
на его отклонение.

В СУ элеронами ВС Ту-154 установлено два РП-55 по одному
на каждый элерон. Отличительной особенностью РП-55 является
параллельное размещение камер в его корпусе, причем каждая
50
1

камера ГУ имеет свой силовой шток, что позволило разнести
шарнирное закрепление РП-55 по длине элерона ц увязать его
габариты с учетом компоновочных и аэродинамических тре-
бований.

На самолете Ил-76 в качестве ГУ в СУВС по поперечному,
продольному и путевому каналам управления используются авто-
* номные рулевые машины (АРМ), особенностью которых является
независимость работы от самолетных гидросистем (рис. 1.40). Для
этого АРМ выполнена в виде автономного блока 3, имеющего
свой гидробак 4, насосную станцию 8, фильтры тонкой очистки 10,
установленные в линии высокого давления и линии слива. Изме-
нение объема жидкости при перепадах температур воспринимает-
ся гидрокомпенсатором 6. Заправка бака гидрожидкостью произ-
водится через зарядный клапан 5, а ее слив — через клапан 7.
Контроль за работой насосной станции осуществляется сигнализа-
тором давления 9.

Управляющий сигнал от КРУ через механическую проводку
поступает к входному рычагу 12, который через тягу и качалку 11
воздействует на плоский золотник 13. Золотник поворачивается
и подводит гидропитание в камеру к поршню силового цилиндра
> Поршень с силовым штоком перемещается и через выходную
вилку 1 перемещает проводку за АРМ, вызывая отклонение руле-
вой поверхности.

Примером электрогидромеханического привода с непрерыв-
ным управлением является РА56В-1 в каналах управле-
ния самолета Ту-154 и РА-72 — самолета Ил-86. Через эти РА ав-
томат^ САУ и АБСУ воздействуют на СУВС. Алгебраическое
суммирование сигналов управления от пилота и автоматов проис-
ходит на дифференциальной качалке, затем суммарный сигнал
поступает к золотнику РП, который его отслеживает, отклоняя
руль на требуемый угол. Достоинствами гидравлических силовых
приводов являются минимальные габариты и масса благодаря
высокому давлению жидкости,! высокое быстродействие из-за не-
сжимаемости жидкости и точность исполнения управляющих им-
пульсов из-за малой массы подвижных частей, простота непрерыв-
ного регулирования скорости отклонения исполнительного меха-
низма, плавность и устойчивость его работы, высокий КПД и
большой ресурс в условиях непрерывных реверсов, остановки и
трогания, возможность длительной работы РП за счет охлажде-
ния и смазки рабочей жидкостью, даже в условиях высоких тем- I
ператур окружающей среды.


1.3.3. Характеристики гидроусилителей



Гидроусилитель является таким элементом контура управле-

ния, который оказывает существенное влияние на работу СУВС
поэтому необходимо согласование их характеристик. В частности
неудачный подбор ГУ] может привести к потере устойчивости СУ
вызвать в ней самовозбуждаюгциеся незатухающие колебания

У

?

?

?

которые невозможно демпфировать не только вручную, но и с
помощью автоматов. Среди свойств ГУ, которые описываются
большим количеством показателей в виде отдельных параметров,
коэффициентов, графиков, наиболее важными для СУВС являются
максимальные усилия, развиваемые ГУ, скорости перемещения
его исполнительного звена, потребляемая мощность, масса и га-
бариты, коэффициенты передачи и ОС, силовые и скоростные ха-
рактеристики,. показатели расхода через РП и т. д.

Коэффициент передачи (усиления) ГУ кгу представляет со-
бой отношение перемещения выходного элемента у к перемеще-
нию входного звена хвх:

и показывает, как преобразуется командный сигнал в исполни-
тельный. Если знаки этих перемещений совпадают, коэффициент
кГу считается положительным (см. рис. 1.38, б, в, г)-

Коэффициент ОС — это отношение перемещения распредели-
тельного элемента (золотника) х3 к перемещению выходного зве-
на (штока) у к моменту прекращения перемещения входного зве-
на (хвх=0). Чем меньше этот коэффициент, тем. выше быстро-
действие и чувствительность ГУ:

В СУВС применяют ГУ с отрицательной ОС, при которой дви-
жение выходного звена (штока или корпуса) устраняет рассогла-
сование, внесенное входным звеном от КРУ в распределительное
устройство (золотник). Сигнал от КРУ сбивает нейтраль золот-
ника, а шток снова устанавливает/ его в нейтраль.

Коэффициент передачи входного сигнала &вх — это отношение
смещения золотника х3 к перемещению входного звена хвх:

Бустеры с отрицательным коэффициентом передачи (см рис.
Р38, а) лучше парируют силовые возмущения, действующие со сто-
роны рулей, препятствуют возникновению колебательности в си-
стеме самолет (опора) — РП — руль, т. е. лучше подавляют руле-
вне формы флаттера. Это объясняется тем, что при просадке
штока за счет сжимаемости жидкости или корпуса за счет подат-
ливости опоры золотник получает большие перемещения в сторо-
ну парирования рулевых возмущений. Однако в силу этих же
взаимосвязей они имеют- меньшее быстродействие.

В БУ с положительным коэффициентом передачи для тех же
целей применяют золотники с большим перекрытием каналов по-
дачи жидкости поршеньками золотника. В этом случае при воз-
действии рулевых возмущений золотник остается в положении
гидравлического замка и препятствует возникновению колебатель-
ности. Кроме того, во всех случаях РП стремятся расположить
поближе к рулю и при возможности соединяют их непосред-
ственно.

Значения коэффициентов кгу, йос, &вх обусловлены кинема-
тикой и геометрией ГУ и могут быть получены для рычаж-
ных РП, изображенных на рис. 1.38, а, в, из рабочих по-
ложений рычагов 1—2—3 этих РП, » которые показаны на
рис. 1.41. Перемещение 1—Г задается пилотом через КРУ, при
этом точка 3 неподвижна, так как жидкость в РП отсечена от

X	-

Рис. 1.41

магистралей гидросистемы, перемещение рычага 1—2—3 приво-
дит к смещению 2—2Г золотника. Теперь точка 1Г неподвижна —
сработал командный сигнал на отклонение руля — золотник со-
шел с нейтрали, двигается шток РП 3—3'. Это движение возвра-
щает золотник в нейтраль 2'—2, РП отсекается от гидросистемы
и удерживает руль в отклоненном положении. Два последова-
тельных положения рычага 1—2—3 образуют треугольники, ко-
торые дают необходимые зависимости для определения кинема-
тических коэффициентов ГУ.
Учитывая, что /1^1—лвх; /2-2=^3 и /з-з=#, коэффициенты для
схемы, показанной на рис. 1.38, а, рассчитывают по формулам:

для схемы, показанной на рис. 1.38, б:

Для ГУ с внутренней ОС (см: рис. 1.38, г) коэффициенты рав-
ны единице:

Зная значения этих коэффициентов, по заданному командному
сигналу хвх, можно определять перемещения у исполнительного
штока ГУ, а также ходы золотника х3, что необходимо знать при
подборе РП к СУВС, например:

ГУ

»

вх

ги

кру-

В современных СУВС предусматривают возможность измене-
ния кш. При достижении скорости Упр=350 ... 380 км/ч коэффици-
ент кт начинает уменьшаться (обычно линейно), поэтому для со-

хранения примерно постоянным значения хкру на всех режимах
полета надо воздействовать на кш для унификации пилотирова-
ния ВС.

Характеристики ГУ, описывающие зависимости усилий, дейст-
вующих на силовой шток РП, скорости движения этого штока от
величины перемещения золотника и зависимость скорости дви-
жения штока РП от действующего на него усилия, непосредствен-
но связаны с особенностями работы СУВС. Первая зависимость
представляет собой силовую (рис. 1.42, а), вторая у(х$)
скоростную (рис. 1.42, б), третья у(Арн) —внешнюю (рис. 1.42, в}
характеристики ГУ.	л .

Построенные в таких координатах, они становятся сравнимы-
ми для всех ГУ, чем достигается унификация характеристик.
На силовой характеристике (рис. 1.42, а) по оси ординат вме-
сто силы Р, действующей на шток РП, откладывают нагрузочное

Рис. 1.42

давление Др; по оси абсцисс смещение золотника от его нейтрали
х3. Она строится для неподвижного штока, в этом случае по ме-
ре увеличения смещения золотника (см. рис. 1.39) происходит
возрастание, давления в камере силового цилиндра и силы на што-
ке РП. Сила определяется умножением нагрузочного давления на
эффективную площадь поршня, закрепленного на силовом што-
ке РП:

(1.9)

△Рн = Рвх Рсл ^^Рз ~ Ро ^^Р34	(1.10)

5эф = 0,25к	,

где рвх, рсл, Др3 —давления на входе, на линии слива РП и по-
тери давления в канале золотника; ^ц, б/шт— диаметры цилинд-
ра и штока.

Так как ГУ связан с рулем, то изменение усилий, действую-
щих на его шток, надо рассматривать в соответствии с отклоне-
ниями руля в ряде смещенных фиксированных позиций штока,
т. е. в условиях прокачки гидросмеси через золотник. Это не про-
тиворечит условию построения силовой характеристики для не-
подвижного штока.

Расход жидкости через золотник определяется перепадом дав-
ления на нем и площадью проходного сечения, образованного
смещением золотника:

О = /2ДЛ/Р .

где ц = 0,61...0,65—коэффициент истечения для турбулентного по-
тока; 1=Ьхз — площадь проходного сечения «окна» золотника;
.Ь — ширина прямоугольного окна; 2 = ^/^— массовая плотность
156
жидкости; с = 843 кг/м3 — весовая плотность (удельный вес)
ДМГ-10 при ^=50°С.

Учитывая выражение (1.10), можно заменить

Др3-=0,5(рь±Арн)

и записать для С?:

0 = ^3/2^/7 б?5??Г±^-	(1-П)

В уравнении (1.11) знак минус берется в случае, когда дви-
жение штока РП направлено против нагрузки, действующей от

руля.

По выражению (1.11), которое связывает и Дрн, строят си-
ловую характеристику ГУ (рис. 1.42, а), на которой выделяют
три зоны: зону нечувствительности (х6), зону приблизительной
линейной зависимости и зону максимального усилия, когда окна
золотника полностью открыты и его смещение уже не влияет на
расход жидкости. Зона нечувствительности предотвращает появ-
ление колебательности в контуре СУВС. При его отсутствии пло-
хо контролируемые пилотом малые смещения КРУ приводили бы
к срабатыванию РП и непроизвольному отклонению руля. Для
обеспечения зоны нечувствительности в золотнике предусматрива-
ется перекрытие проходных окон поясками распределительных
поршеньков, которое составляет 0,25—0,35 мм в каждую сторону.

На скоростной характеристике (рис. 1.42, б) по оси ординат
откладывают скорость перемещения штока РП у, по оси абсцисс —
перемещения золотника х3 при постоянной внешней нагрузке,
действующей на шток, или постоянном давлении жидкости Д/7Н,
действующей на эффективную площадь поршня штока. Для уни-
фикации характеристики в качестве параметра берут относитель-
ное давление Дрн =Дрн/р0 [см. выражение (1.10)].

Скорость перемещения штока у = йу'сИ связана с расходом
жидкости (2, что и позволяет построить характеристику с учетом
выражения (1.11):

I

где ^=(р#,'59ф)1	т— параметр, определяющий крутизну ско-

ростной характеристики при ненагруженном штоке (Дрн = 0).

На внешней характеристике (рис. 1.42, в) по оси ординат от-
кладывают относительную скорость движения штока, по оси аб-
сцисс — относительное нагрузочное давление. Эту характеристику
можно построить, используя выражение (1.12):

У — У /Утах
где х3 = х3/хзтах — смещение золотника, выраженное в долях его-
максимального значения.

На рис. 1.42, в показано семейство внешних характеристик
при х3 = 1;' 0,75; 0,5. В таком изображении они оказываются срав-
нимыми для всех ГУ, для конкретного ГУ характеристика дается
в физических координатах у — скорости штока и Р — силы, дей-
ствующей на него [см. выражение (1.9)].

Рассмотрим параметры ГУ, которые используются при подбо-
ре их к СУВС.

Мощность ГУ с дроссельным регулированием отличается зна-
чительными затратами энергии, расходуемой на преодоление со-
противлений в золотниковом распределителе (ЗР) и на
перемещение силового штока. Выходная мощность ГУ определя-
ется выражением

М=Ру.

При Р=0 (Арн=0) мощность, потребляемая ГУ, #'ж,не равна
нулю, так как она расходуется на преодоление сопротивлений в
золотнике при движении свободного штока с максимальной ско-
ростью:

Используя скоростную характеристику

У — Угаах-^з 1 4“ Арн ’

можно записать выражение выходной мощности:

~ ?У ~ *^эфАРнРоУтах 1 — Дрн ”^3 ===	1 — Арн .

При у=0 (Арн = 1) выходная мощность ГУ равна нулю из-за
отсутствия перемещения штока.

Исследование функций мощности на экстремум показывает,
что выходная мощность будет максимальной при Дрн=2/3 и
Р=0,57ршах.

Подводимая от гидросистемы мощность определяется расхо-
дом жидкости и ее давлением:

М'ж = Яр„ = Д'» КТ— Др».

Отношение выходной мощности к подводимой определяет
КПД ГУ:

”Пгу — А/у/У ж Арн — Арн/р0 ,
! т. е. КПД оценивается долей давления, идущей на полезную
работу.

При максимальной полезной мощности значение КПД опреде-
ляют по формуле

т)гу == (2/3)]/1 — 2/3 х3 = 0,38х3.

После ознакомления с параметрами и характеристиками ГУ
можно перейти к подбору ГУ для конкретного канала управления.

1.3.4. Подбор гидроусилителя к системе управления

Подбор ГУ для СУВС является сложной инженерной задачей.
Однако для оценочных расчетов в первом приближении определе-
ние потребных значений основных параметров РП можно выпол-
нить на примере ГУ с дроссельным регулированием, которые ши-
роко используются для управления. рулями в СУВС.

При выполнении такого расчета необходимо знать особенно-
сти кинематики проводки управления от РП к рулю, углы откло-
нения рулей и их угловые скорости, значения массы подвижных
частей, шарнирные моменты рулей, полосу пропускания потреб-
ных частот перекладки рулей, параметры и тип рабочей жидкости.

Некоторые средние значения параметров органов управления
для таких расчетов приведены в табл. 1.3, 1.4.

Таблица 1.3

Наименование управляемых поверхностей	Максимальные отклонения управляемых поверх- ностей от их нейтрального положения, в град.								
	Ан-26	Як-40	1	>  (X	Ту-154	 Ил-62	Ил-76	Ил-86	Ан-124
РВ	20  —25	25  —25	16  —22	12  16	16  —29	15  —26	15  —21	15  —25	20  —30
РН	±25	±30	±25	±30	±25	±27 '	±28	±27	±30
Элерон	24  —16	19  —15	19  —19	25  -25	20  -20	27  -15	28  —16	20  —20	20  —20
Закрылки	15  38	20 '  35	25  38	20  45	28 ;  1 45	30	25  43	25	
Интерцепторы			—	52		50	60	40	40	

Примечание. В числителе даны углы отклонения на взлете, а в
знаменателе — при посадке ВС.
Таблица 1.4

Наименование  КРУ	Максимальные перемещения КРУ от их нейтраль- ного положения, мм								
	1	к.	Ту-134	Як-42	1	Ил-62	Ил-76	Ил-86	1
Колонка	160  -200	188  —188	155  -300	191  -239	140  -255	138  —267	151  -233	130  —223	75  —95
Педали	±100	±100		±115	±125	±120	±122	±120	±150
Штурвал	90	85	125	100	125	100	12	69	54.5

Примечание. Максимальные углы доворота штурвала от нейтрального
положения приведены в градусах.

При подборе РП предъявляются также требования к полосе
пропускания сигналов управления через ГУ. Диапазон частот ко-
мандных сигналов, которые РП воспроизводит с точностью, до-
статочной для нормального управления, называется полосой про-
пускания ГУ.

Ограничение скорости перемещения выходного штока допуска-
ется не менее 15—20 рад/с, по частоте входных сигналов — не ме-
нее 30 Гц. Сдвиг фаз выходных сигналов по отношению к входно-
му должен быть не более, чем л/6. Когда этот сдвиг достигнет
величины л, то управление будет осуществляться в противофазе.

Например, команда на подъем

У будет воспроизводиться
как команда на спуск, что со-
вершенно недопустимо. Мето-
дика выбора ГУ иллюстриру-
ется рис. 1.43. Точка >хол со-
ответствует максимальной ско-
рости и холостому ходу штока
РП при отсутствии внешней
нагрузки (Р=0), поэтому не
может быть расчетной. Точка
^пит^Рщах, когда нет переме-
щений штока 'у = 0). Вслед-
ствие этого рабочая зона для
РП должна выбираться внут-
ри эллипса нагрузки.
Расчетное усилие, действующее на шток ГУ, определяют по
формуле

Р -- гу ----- ^зн (^р Н ^ин Ь -^тр),

где ^зн = 1,3...2,0— коэффициент запаса по нагрузке; Рр—на-
грузка от руля; Рин — нагрузка от инерционных сил подвижных
частей; Ртр — нагрузка от сил трения:

р . и \\

1 р - Ш'

Коэффициент кт определяется кинематикой проводки, напри-
мер, для схемы, показанной на рис. 1.44:

= ^/г^з,

где тп—масса частей, движущихся поступательно; 7вр—массовый
момент инерции частей, движущихся вращательно.

Рис. 1.44

Инерционные нагрузки от вращающихся частей приводятся
к штоку РП из условия равенства кинетических энергий:
; *

прУ2.	— Авр0^/^, ^пр — ^врС^/У) •

Учитывая кинематическую связь скоростей:

к3,си> = ЛЪ/сИ = кшу!(11 = кшу, ю/у = кш1к3.с,

можно записать выражение для инерционных сил:

где &з.с = 1,2—1,6 — коэффициент запаса по скорости перекладки
• л

рулей: у — ускорение штока ГУ.
Доля сил трения в общем балансе невелика (2—5%), а силы
инерции при определении Ргу тах в первом приближении можно
не учитывать, тогда расчетное усилие равно

ш тах*



коэффициент 0,95 учитывает силы трения.

Потребный ход штока ГУ определяют из условия обеспечения

заданных углов отклонения руля в соответствии
проводки:

кинематикой

У тах

+ 2Ду

где и 3° — углы отклонения руля вверх и вниз, град; —
коэффициент передачи, определяемый по кинематике проводки;
Д#=3...5 мм — запас хода, необходимый для предотвращения упи-
рания поршня о днище цилиндра.

Размеры силового цилиндра определяют из выражения для
эффективной площади поршня через давления и его геометрию:

5

эф

1,5РР

Рвх Рсл

отсюда определяются внутренний диаметр цилиндра И и внеш-
ний диаметр штока с1, задавшись их отношением по примеру вы-
полненных конструкций (обычно ^/Р=0,4...0,7).

Внутренняя длина силового цилиндра определяется из соот-
ношения:

У тах “Ь

где В — ширина поршня.

Параметры распределительного устройства (золотника) опре-
деляют из выражения для скорости штока. Максимальная эксплу-
атационная скорость штока должна быть увязана с потребной
скоростью перекладки рулей и с параметрами ГУ по скоростной
характеристике, т. е.:

г • дА( “

57,3 ~ 0X3 |/	1,5Р0 ’

где ^з.с =1,2...1,5 — коэффициент запаса по скорости; с/ф/г//=
=40...60 град/с — скорость перекладки рулей, определяемая прак-
тикой пилотирования ВС.
Коэ

•ш»

ициент запаса

1,5 перед Ро учитывает возможность па-

дения давления в гидросистеме при работе других потребителей.
При известном ходе золотника х3 = #вхх8Х определяют доброт-
ность ГУ Ху и через него ширину проходного «окна» золотника.

Соответствие проходных сечений золотника по расходу жидко-

сти через него проверяют по уравнению

/ = Ьх3 = (<?/р.) Vт/2^ ]/ 2/(р0 — Арн) •

Вместо Дрн можно использовать полученные значения силы
штока и площади его поршня:

ДРн ^тах/^эф*

Потребный расход жидкости через ГУ находят по уравнению

С? ( 1тах^эф*

где “Чо= (0»95—0,97) —объемный КПД, учитывающий утечки и пе-
ретекания жидкости.

Мощность, потребляемую ГУ от гидросистемы, оценивают по
формуле

Гу -	»

где & = 2,22-10~3, если ф измеряют в литрах в минуту, а р0 — в ки-
лограмм-силах на квадратный сантиметр;9,83-10-3, если из-
меряют в кубических метрах в секунду, а ро — в мегапаскалях;
х — число камер ГУ.

Примечание. Хотя для повышения надежности применяют многокамер-
ные РП с использованием нескольких ГУ в одном канале управления, пара-
метры надо рассчитывать применительно к одному ГУ, так как ЕНЛГС требу-
ют, чтобы РП оставались работоспособными даже при одном исправном ГУ
(см. рис. 1. 40), а потребляемую мощность надо определять для всех РП.

После расчета параметров ГУ на его внешней характеристике
(см. рис. 1.43) выделяется рабочая зона — эллипс нагрузки. Эта
зона рассчитанных значений #тах и Рр, потребных для управления
рулями, должна располагаться внутри области скоростей и уси-
лий, обусловленных внешней (механической) характеристикой
РП, уравнение которой (1.12) имеет вид

У =	1 — ДА<-	(1.13)

Уравнение (1.13) в координатах у и Р=Арн8 на рис. 1.43 изо-
бражено параболой, которая показывает, что ее крайние точки
.Уход и Рпит не представляют практического значения, так как
первая получается при отсутствии нагрузки — холостом ходе
(р=0), а вторая — при отсутствии перемещения штока (#=0).
Однако, варьируя значениями этих точек, можно добиться охвата
рабочей зоны внешней характеристикой РП.

Уравнение эллипса рабочей зоны записывается в следующей
форме:

где Рл’ = 2/ЗРпит—режим работы РП с максимальным КПД; Рпит=
= р05 — максимальное усилие, развиваемое ГУ при отсутствии пе-
ремещения его штока и номинальном давлении в гидросистеме;
ДР = 0,5(Рр—Р^)—амплитуда колебаний нагрузки.

При оценочных расчетах можно ограничиться построением па-
раболы, полагая, что принятые коэффициенты запаса по нагруз-
ке и скорости обеспечивают размещение рабочей зоны внешней
характеристики в области рассмотренного эллипса нагрузок.

В качестве гидравлических жидкостей в гидравлических систе-
мах используют как минеральные (АМГ-10), так и синтетические
(И7-50С-3) жидкости. На ВС чаще всего используют гидравличе-
ское авиационное масло АМГ-10 (керосин + загуститель + кра-
ситель) с кинематической вязкостью 4750= ЮсСт, удельным
весом 1бо=843О Н/м3 (0,483 г/см3), плотностью р = 843 кг/м3
(0,83-10“3 гс2/см4) и объемным модулем упругости (сжимаемости)
<7Ж = 1500 МПа. Стандартное давление на входе в РП /? = 20,6МПа
(210 кг/см2), на выходе в сливной магистрали рсл =0,5—1 МПа
(5—10 кг/см2).

Надежность ГУ оказывает непосредственное влияние на безо-
пасность полетов, так как они включены в СУВС.

Безотказность в работе РП достигается повышением надежно-
сти их элементов (золотников, клапанов, фильтров, уплотнений),
стабильности гидропитания, дублированием и резервированием
элементов, агрегатов и систем СУВС в соответствии с требовани-
ями ЕНЛГС.

- Для повышения надежности работы самого РП применяют до-
полнительную фильтрацию рабочей жидкости внутри самого РП,
дублирование золотников, установку перепускных клапанов для
кольцевания рабочих полостей гидроцилиндра при отказе РП,
чтобы исключить возникновение гидроупора в работе других дуб-
лирующих- РП. Дублирование золотников производится так, что-
бы отказавший золотник не препятствовал работоспособному.
Для этого применяют пружинные тяги, торсионные валы, обжима-
ющиеся или скручивающиеся при залипании золотника, освобож-
пая тем самым кинематику управления работоспособного золот-
ника (см. рис. 1.40).

Стабильность гидропитания достигается дублированием пита-
ния РП хотя бы от двух независимых гидросистем (Ил-86), ус-
тановкой гидроаккумуляторов повышенной емкости и аварийных
насосных станций, обеспечивающих посадку при полном отказе
силовой установки ЕНЛГО рекомендуют иметь хотя бы одну спе-
циальную гидросистему для питания БУ. В некоторых случаях
применяют переход на безбустерное механическое управление
(Ил-76).

Дублирование управления рулями достигается установкой не-
скольких РП на каждую из секций рулей, как это сделано на са-
молете Ил-86, применением строенных РП (Ту-154), когда в од-
ном агрегате сблокированы три РП (см. рис. 1.40), отдельные РП
выполняют роль «горячего» резерва.

В канале РВ применяют дублирование комплекса элементов,
образующих СУВС с размещением их по левому и правому борту
самолета (Ил-76, Ил-86), причем предусматривается возможность
аварийного расцепления проводок при одностороннем отказе.

Для своевременного обнаружения отказов используется систе-
ма встроенного контроля (СВК), которая обеспечивает экипаж
соответствующей информацией об отказах, автоматически отклю-
чает отказавшие цепи и подключает резервные, вырабатывает ре-
комендации по локализации отказов и пилотирования самолета
в условиях усложненной ситуации.

1.3.5. Структурные схемы непрямых систем
управления воздушным судном

Наличие в СУВС РП снимает с пилота физическую нагрузку
и позволяет в значительной степени автоматизировать ручное уп-
равление ВС, улучшить устойчивость и управляемость ВС за счет
установки различных автоматов. Полностью автоматизировать по-
лет можно сопряжением этих автоматов с бортовым ПНК и с на-
земными станциями самолетовождения. Так, на самолете Ту-154
используется АБСУ-154, на самолете Ил-86 — САУ пилотировани-
ем (САУП), аналогичные системы имеются и на других самоле-
тах. В таких системах существует-обычно три режима управле-
ния:

— ручной, или штурвальный, когда управление осуществляет
пилот обычным способом, а комплекс автоматов вводит коррек-
цию, обеспечивающую улучшение устойчивости и управляемости
ВС (изменяет передаточные отношения, загрузку. КРУ, градиенты
усилий и т. д.);
— полуавтоматический, или директорный, когда управление
осуществляет пилот путем совмещения индикаторов положения
самолета с директорными метками, которые появляются На пило-
тажно-навигацйоНйЫх приборах по сйгПаЛам автоматов, при атом
облегчается осуществление программного движения самолета;

— автоматический, когда полет осуществляется без вмеша-
тельства пилота, при этом автоматы через специальные устройст-
ва (рулевые машины или РА) воздействуют на рули непосредст-
венно или через РП.

На рис. 1. 45 показана схема продольного управления самоле-
том Ту-154. Перемещения сдвоенных колонок управления через
жесткую проводку передаются на левый и правый РП-56 и затем
на каждую половину РВ. Используемые трехкамерные РП-56 (см.
рис. 1. 10) питаются от трех независимых гидросистем (I, И, Ш>.
Положения РВ контролируются по прибору в кабине визуально,
в качестве датчика прибора применяют сельсин (ДС-10). Для по-
вышения надежности в проводку включены пружинные тяги, ко-
торые могут обжиматься при заклинивании РП или РВ с одной
стороны, не мешая работе исправной половины руля. Для этого
предусмотрена также следящая тяга, которая отключает автома-
тику стабилизации углового положения самолета, когда пилот пе-
реходит на штурвальный режим управления.

Автоматическое управление осуществляется по электрическим
сигналам от АБСУ через электрогидромеханический трехканаль-
ный РА-56В-1. На выходе механические перемещения штока РА
могут алгебраически суммироваться с перемещениями колонки на
специальном смесителе — дифференциальной качалке — и далее
управление реализуется РП по суммарным сигналам:

где ^8ЕШГ= А:шДл:н— отклонение РВ от штурвальной колонки;
Д8вра —	— отклонение РВ от РА; 1 —

передаточное число демпфера тангажа, характеризующее отклоне-
ние РВ в градусах, приходящееся на единицу угловой скорости
по тангажу ац, град/с; кх — коэффициент, учитывающий измене-
ние центровки и режимов полета:

При передних центровках и малых скоростях полета автомат

добавляет отклонение РВ, а при задних центровках и больших
скоростях уменьшает отклонение РВ, задаваемое пилотом. Это

позволяет сохранять градиент усилий и перемещений колонки по
перегрузке приблизительно постоянным, что улучшает пилотирова-
ние. АБСУ вычисляет кх, измеряв перемещения штока механизма
эффекта триммирования хмэт МЭТ-4У-45) через датчик ДПС-4
и обжатие пружинного загружателя через датчик перемещений
строенный ДПС-2, которые соответствуют отклонению штурвала
хо при переходе от пу—\ к = и балансировочному отклонению
на данном режиме х6ал.

Изменение усилий, действующих на колонку, по желанию пи-
лота осуществляется по каналу ручного управления МЭТ-4У-45.
нейтральное положение которого имеет световую сигнализацию
НЕЙТРАЛЬНО ТАНГАЖ и устанавливается на взлете и
посадке.

На рис. 1.46 показана структурная схема продольного кана-
ла управления самолетом Ил-86. Особенность конструкции кана-
ла заключается в дублировании комплектов агрегатов и проводки
по левому и правому борту, образующих два независимых кана-
ла. Эти каналы работают совместно, но при одностороннем отка-
зе могут* быть разобщены с помощью системы 3 аварийного рас-
соединения проводки. Для повышения надежности каждая поло-
вина РВ разделена на две секции 7, 8, 9, 10, Каждая секция уп-
равляется двумя РП-67, питание которых производится от двух
независимых гидросистем. В каждой ветви проводки имеются
развязывающие пружинные тяги 4, 5, которые сохраняют работо-
способность системы при отказах. Загрузка колонок /, 2 от пру-
жин изменяется по сигналам автомата и вручную. В канале РВ
имеется также автомат изменения передаточного отношения кш
от колонки к РП. При возрастании скоростного напора (малые
высоты, большие скорости) автомат уменьшает кш, увеличивает
загрузку колонок Рв и уменьшает диапазон отклонения РВ.

На рис. 1. 47 показана зависимость кш от приборной скорости.
В такой же степени изменяются усилия на колонке и отклоне-
ния РВ. При ЛШ1 диапазон углов РВ лежит в интервале
—25°^3В^15°, при кт2 в интервале—10,5°^$в^7,5°.

Причем длительное отклонение (&Ш1/^Щ2=2,1) РВ на самолете
Ил-86 применяют только на переходных режимах и при маневре,
для балансировки в горизонтальном полете используют стабили-
затор. Поэтому при отклонении РВ на угол более 2 и время
большее, чем 5 с, загорается табло ПЕРЕСТ АВЬ СТАБИЛИЗАТОР
и высвечивается символ, указывающий, в какую сторону надо его
переставить. Это позволяет сократить балансировочное сопротив-
ление самолета.

Рис. 1.47

На рис. 1.48 показана
структурная схема управления
РН самолета Ил-86. Ножные
пульты-педали 1 дублированы
и синхронизированы, от них
проводка управления подходит
к дифференциальной качалке,
на которой происходит алге-
браическое суммирование сиг-
налов управления от пилота и
автомата 4. Далее по «кине-
матике» командный сигнал че-
рез РП-69 10 поступает к РН
11, 12, разделенному на две
секции, каждая из которых
для надежности одновременно
управляется тремя РП, питаю-
щимися от четырех независи-
мых гидросистем 9.

Усилия на педалях воспро-
изводятся пружинным загру-
зочным цилиндром 5, измене-
ние этих усилий по желанию
пилота (полет при односторон-
нем отказе двигателя) осуще-
ствляется электромеханизмом
триммерного эффекта 3 по его
сигналам.

Рис. 1.48
Диапазон углов отклонения РН в зависимости от скоростного
напора изменяется механизмом Д Этот механизм срабатывает ав-
томатически от датчика приборной скорости (см. рис. 1.46), так
при этот диапазон составляет он^±27°, при к уменьшается
дО5н^±5,5° (Агщ1/^ш2=4,86).

Для защиты фюзеляжа и вертикального оперения от больших
боковых нагрузок в СУ включен электромеханизм ограничителя
углов отклонения РН. При Уир^325 км/ч этот механизм ограни-
чивает диапазон углов до Ви^±17°. В этом случае за счет допол-
нительного пружинного цилиндра 7 нагрузка на педалях скачком
возрастает на 0,4 кН и информирует пилота о режиме полета. При
необходимости ограничения по кт и У1|р нагрузку с РН можно
снять переключателем аварийного отключения ограничений 2.

Аналогичные средства защиты имеются и в каналах подключе-
ния автомата устойчивости-управляемости и автопилота через
счетверенцы .< РА-72, гдепредусмотрены кольцевание гидроканалов
отказавшего агрегата и центрирующая пружина, устанавливаю-
щая РА-72 в нейтральное положение.

В канале крена (рис. 1г49) СУ самолетом Ил-86 используют-
ся наряду с элеронами спойлеры в режиме элеронов — интерцеп-
торов. Спойлеры могут одновременнс работать в элеронном и тор-
мозном режимах. В первом случае управление ими осуществляет-
ся от штурвалов 2 и спойлеры могут отклоняться на угол до 22',
во втором управление ими осуществляется от ручки спойлеров 3
и они могут отклоняться до 38 . Для реализации этих режимов
предусмотрен специальный смесительный механизм 8 и переключа-
тель аварийного рассоединения элеронов и спойлеров на случай
отказа одного из них.

Как и в каналах РВ и РН, механизм к элеронов 7 изменяет
диапазон их отклонения. Так, при к П1 этот диапазон составляет
8Э^±22’, при к^2 уменьшается до оэ'С± 11°. Передаточное отно-
шение меняется также в зависимости от Упр (&ии/Жа>2 = 2,1). В си-
стеме имеется переключатель 4 аварийного отключения ограничи-
теля элеронов.

Особенностью поперечного, канала является применение четы-
рехканального СП РП-69 >, помогающего пилоту и рулевой маши-
не автопилота 5 в перемещении проводки управления, которая на
Ил-86 имеет большую протяженность. Каждый элерон 11, Г7 уп-
равляется тремя одноканальными РГ-69 9 с раздельным питани-
ем от независимых гидросистем. Каждая секция спойлера И, 12,
13, 14,। 15, 16, 17 обслуживается одним РП-67 10, состоящим из
силового гидроцилиндра и распределительного механизма МР-30,
который обеспечивает и отслеживает заданное отклонение
спойлера.
2

Рис. 1.49
Анализ структурных схем каналов СУВС необходимо сочетать
с изучением1 устройства и работы конкретных образцов агрегатов
и узлов, из которых они составляются. Такой анализ позволяет
уяснить конкретные пути обеспечения надежности систем и безо-
пасности полета, связанной с СУВС.

1.4.	Формирование усилий на командных рычагах
управления воздушными судами

В; случае использования систем прямого управления, в кото-
рых отклонение рулей осуществляется за счет мускульной силы
пилота, нет необходимости в применениях специальных устройств,
имитирующих передачу нагрузок от рулей на КРУ. В таких си-
стемах усилие на штурвальной колонке Рв формируется шарнир-
ным моментом 7ИШ:

Рв

ш



(1-14)

где тш =	- т- т.

Коэффициент шарнирного момента тш зависит от угла атаки
опередения а, угла отклонения руля 6 и триммера т.

При этом усилия на КРУ оказываются пропорциональными
углу отклонения рулей о и скоростному напору <7 = 0,5рУ2, т. е.
усилия дают пилоту однозначное представление о режиме полета.

В системах непрямого управления, в. которых отклонение ру-
лей осуществляется специальными силовозбудителями, связь меж-
ду усилиями на КРУ и режимом полета ВС нарушается, пилот
теряет чувство' управления, хотя связь между отклонениями КРУ
и рулей остается:

Вр = ^'Ш'^'Кру •	( 1 • 15)

Таким образом, в системах непрямого управления возникает
необходимость имитации нагрузок, действующих от рулей на КРУ,
как и в системах прямого управления. Такое решение облегчает
переучивание пилотов при освоении новой техники, унифицирует
методику пилотирования и способствует повышению безопасности
полетов. Однако, как показала практика, нет необходимости вос-
производить изменение усилий, действующих на КРУ со стороны
руля, точно такими, каковы они в системах прямого управления.
Чтобы не усложнять конструкцию СУВС, достаточно сохранить
характер изменения этих усилий в зависимости от углов отклоне-
ния рулей и скоростного напора, определяемого высотой и скоро-
стью полета.
1.4.1.	Определение усилий

Для формирования усилий на КРУ непрямых СУВС использу-
ют информацию, для получения которой необходимо знати зако-
номерности, определяющие характер изменения та$их усилий в
системах прямого управления.

На рис. 1.50 показано изменение балансировочного усилия на
штурвальной колонке в горизонтальном полете при изменении

Рис. 1.50

скорости (числа М) полета. График показывает, что в интервале
от минимально допустимой до предельной скорости полета сохра-
няется монотонное возрастание усилий на колонке, затем прояв-
ляется продольная неустойчивость (так называемая «ложка» на
кривой), затягивание в пикирование, характерное для самолете?,
неустойчивых по скорости. Поэтому у таких самолетов имеется
ограничение по максимальному числу Маха Мпр. Положение ба-
лансировочной кривой РВ(М) зависит не только от скорости, но
и от центровки самолета. Для выдерживания горизонтального по-
лета при предельно передней (ПП) центровке хТ1Ш (кривая 2)
пилот должен взять колонку на себя больше и прикладывать
большие усилия при малых скоростях полета или отдавать ее от
себя меньше и прикладывать меньшие усилия при больших скоро-
стях полета, чем при предельно задней (ПЗ) центровке хгпз
(кривая 1).

Эти обстоятельства и определяют эксплуатационный диапазон
усилий, действующих на штурвальную колонку в горизонтальном
полете. Например, для; самолета Ту-134 Рвтах ~+0,25кН (от се-
бя), Рвт|д~—0,15 кН (на себя). На основании соотношений, за-
писанных в выражении (1. 14), определяют эксплуатационное зна-
чение этих усилии:



в

(1-16)

где $в—площадь руля (высоты); Ьп —средняя хорда руля (вы-
соты) ; тш — производная шарнирного момента руля по углу его
отклонения.

Потребный угол отклонения руля определяется из условия ба-
лансировки самолета в горизонтальном полете (т2 = 0) или уста-
новившемся маневре, при действии перегрузки пу.

Коэффициент продольного момента самолета т2 определяется
уравнением

т2б.г.о + т^УпуСуГ.п + тХ,

где тгб.г.о — коэффициент продольного момента) без горизонталь-

ного оперения; т? у и

т/

- производные по коэффициенту подъ-

емкой силы и по отклонению руля; Суг.п—коэффициент подъем-
ной силы в горизонтальном полете..

Из условия установившегося полета (т2 = 0) определяют тре-
буемый угол отклонения руля:

ав6ал= — ("?2б.г.о + та^яд.С8,г.„)/т? 

(1.17)

С учетом демпфирующих сил, возникающих за счет вращения
самолета, при изменении режима полета выражение (1. 17) мож-
но записать:

^вбал — (^гб.г.о |“	\	(1. 18)

где оп = тсгУ + т^г /р — коэффициент продольной статической
устойчивости по перегрузке; тсгУ= хТ— хР\ т^г — вращательная
производная, или коэффициент демпфирующего момента:

= (1,5...2) [Суго(3го^2го/3^д)]/^го|;	ц=2т/р5&л — относитель-

ная плотность массы ВС т, учитывающая его инерциальные свойст-
ва; ш^г/р<=0,01—0,03 — смещение нейтральной центровки отно-
сительно фокуса самолета.

Таким образом, используя зависимости (1. 17), (1. 18), моле-
но оценить потребные для установившегося полета углы откло-
нения рулей 5В и перемещения КРУ х3 и соответствующие им
усилия Рв. Графики зависимостей 6В(Л1), х(Л4) (рис. 1.51, а) и
РВ(М) (рис. 1.51, б) показаны для значений перегрузок
пу от 1 до 5. Эти графики могут быть использованы для имита-


!

Мкр

Рис. 1.51

ции усилий на КРУ в системах непрямого управления ВС. На-
пример, можно выбрать кривую, соответствующую режиму
пу=1, а точку Рв=0— для режима крейсерского полета. Для
упрощения конструкции устройств, воспроизводящих такие уси-
лия, их графики аппроксимируются ломаными линиями, как по-
казано на рис. 1. 52. Изменения усилий на штурвальных колон-
ках самолетов Ил-86 (а) и Ту-154 (б) в зависимости от их переме-
щения воспроизводятся пружинными загружателями для ими-
тации нагрузок от рулей. Для учета связи усилий со скоростным
напором применяют комбинацию нескольких загружателей, часть
которых включается в СУВС после обретения самолетом полет-
ной конфигурации и имитирует возрастание скоростного напора
(рис. 1.52, б, пунктирная линия)-

Важной характеристикой СУВС являются градиенты откло-
нения рулей перемещения КРУ и усилия на них Р*у
по перегрузке. Градиенты показывают, какое значение должны
принимать эти величины для обеспечения приращения! перегруз-
ки пу на одну единицу. Например, для самолета Ту-154 Р*у =
«—0,2 кН/ед. Это означает, что для получения приращения пере-
грузки Лпу — 1 необходимо к штурвальной колонке приложить до-
полнительное усилие ДРв = 0,2 кН.

Для получения необходимых зависимостей для градиентов
®в = Д6/Дп; Лв =Дх/Дп; Р" =АР1Дп используют выражения (1. 15),
(1.16) и (1.17), по которым получают искомые производные:

п___ & ^вбал __ __	__

в йпу т* угп

Хп _	_ 2_	_____1 °П

в апу кш в	7 ’

(1Р	П

рп = “гв _ к о	8	_ с	о / V

*в	Ч гпт °в—	—$-*^в^вап

^2

При этом принимают, что производные тсгУ (рис. 1.53, а),
т\ (б) и тгш (в) являются постоянными величинами, так как
графики функций, по которым они определяются, протекают ли-
нейно в диапазоне летных значений Су, В и М < Л4кр.

ной колонке и ее линейное перемещение, необходимые для созда-
ния приращения перегрузки, равной единице,! или создания про-
дольного момента, равного произведению веса самолета на значе-
ние САХ. Последнюю интерпретацию можно получить из опреде-
ления коэффициента продольной статической устойчивости <зп.

Графики изменения градиентов по перегрузке в зависимости
от скорости полета (Л4 = У/а) для усилия на штурвальной колон-
ке показаны на рис. 1.54, б, а для линейного перемещения — на
рис. 1. 54, а.

Для упрощения пилотирования ВС на малых и больших ско-
ростях полета в СУ применяются автоматы, сглаживающие проте-
кание градиентов по скорости, т. е. сужающий диапазон их изме-
нения. Для предотвращения возможности непреднамеренного вы-
вода ВС на большие перегрузки используют автоматы кш, умень-
шающие коэффициент передачи на больших скоростях полета,
т. е. возможные большие перемещения КРУ не приводят к боль-
шим отклонениям рулей.

Таким образом, при формирований усилий на командных ры-
чагах системы непрямого управления возникают определенные
Рис. 1.54

требования к усилиям, отклонениям КРУ и их градиентам, свя-
занные с необходимостью реализации задаваемых режимов поле-
та, удобством управления и безопасностью полета. Эти требова-
ния нормируются в ЕНЛГС и являются обязательными для тран-
спортных ВС, которые относятся к классу неманевренных, а зна-
чения усилий на КРУ, их линейные перемещения и градиенты до-
лжны лежать в диапазонах:

Рвтах=0,1-0,6кН;	Рйпг1П = —(0,05—0,3) кН;

/>"= — (0,2—0,6) кН/ед.; х в = + (150—180) ...— (200—350) мм;

х^ = — (100—200) мм/ед.; б" = — (10—30) град/ед.

При формировании усилий необходимо соблюдать следующие
требования:

—	усилия и перемещения КРУ должны быть оптимальными
для того, чтобы они воспроизводились с наименьшими ошибками;

—	усилия не должны быть чрезмерными, чтобы не утомлять
пилотов, однако они должны четко ощущаться и позволять уве-
ренно фиксировать нейтральное положение КРУ;

—	усилия должны быть направлены против отклонения КРУ,
нарастать плавно, а СУ должна предусматривать возможность их
изменения (триммирования) по желанию пилота, вплоть до ну,
левого значения, при этом необходима световая сигнализация
Нейтрального положения КРУ;	; .

—	по изменению усилий пилот должен иметь возможность су-
дить об изменении режима полета;
_____ управление должно сопровождаться сигнализацией о приб-
лижении к предельным (опасным) режимам полета.

Устройства, воспроизводящие на КРУ усилия и их градиенты
по перегрузке в соответствии с заданным законом их изменения,
называются загружателями. В настоящее время используются' ме-
ханические, гидравлические и другие устройства.

Наиболее простыми и надежными в работе являются механи-
ческие загружатели, хотя! они воспроизводят усилия вне зависи-
мости от режимов полета, а лишь пропорционально отклонениям
КРУ. При использовании таких загружателей учитывают зависи-
мость отклонения КРУ от режимов полета и возможность приме-
нения автоматов, изменяющих усилия затяжки самих загружате-
лей и углы отклонения рулей отдельно от КРУ.

Таким образом, появляется возможность воспроизведения тре-
буемого наперед заданного закона изменения усилий и отклоне-
ния КРУ- В частности, можно корректировать устойчивость и уп-
равляемость самолета за счет вмешательства автоматов в СУ.
При этом даже неустойчивое по аэродинамической компоновке ВС
будет восприниматься пилотом как устойчивый «приятный» в уп-
равлении самолет. Причем термин «приятный» означает, что уси-
лия для управления являются оптимальными, а реакции ВС на
отклонения КРУ — монотонными. Если потребные для управления
усилия малы, то возможно непреднамеренное выведение самоле-
та на большие перегрузки и углы атаки, если усилия велики, пи-
лот быстро утомляется или возникает невозможность балансиров-
ки самолета на некоторых режимах полета.

1.4.2. Механические загружатели

Механические загружатели в сочетании с соответствующими
автоматическими устройствами, получили наибольшее распростра-
нение в СУВС.

Механические загружатели КРУ представляют собой комби-
нацию пружин и торсионов. Пружинные загружатели исполняют-
ся в виде пакета пружин, работающих только на сжатие, при этом
они остаются работоспособными даже при поломке пружин. Тор-
сионы представляют собой валы, работающие на кручение с
большими деформациями. Пружины создают значительно боль-
шее трение, чем торсионы. Однако с помощью торсионов труднее
получать необходимые характеристики загружателей. В СУВС
могут использоваться чисто пружинные загружатели (Ту-154,
Ил-76) или их комбинация с торсионами. На рис. 1. 55 показаны
включения пружинного (а) и торсионного (б) загружателей в
СУВС. Загружатель 2, пружина или торсион при деформациях
(е; <р) оказывают противодействие, создают дозированное усилие
на КРУ. Механизм эффекта триммирования 4 может изменять уси-
лие затяжки загружателя, а следовательно, и усилие на КРУ по
командам автомата 3 или по сигналу пилота от электрической
кнопки (триммер) 1.

Усилие, развиваемое пружиной,, зависит от ее деформации хпр
и жесткости Спр и может быть найдено из выражения:

пр

X
^пр

Д^Пр/Д-^Пр

Усилие, развиваемое торсионом, зависит от жесткости и- дефор-
мации:

Рт = О/^/г1 ,

где 61 р — жесткость торсиона на кручение.

Для четкой фиксации нейтрального положения КРУ, изоляции
рулей от мелких, неконтролируемых пилотом перемещений КРУ,
непреднамеренного резкого их отклонения, загружателям прида-
ется предварительная затяжка, что к тому же способствует сок-
ращению массы и габаритов загрузочных устройств. Схема кон-
струкции (а) и диаграмма обжатия (б) такой пружины показаны
на рис. 1.56.

В общем виде выражение для усилия, развиваемого пружи-
ной, можно записать:

зат

пр-^пр ~ 1 зат
Рис. 1.56

ИЛИ

пр —

пру^зат

так как Р

пр / ’

пр ^зат*

Усилия, действующие на КРУ со стороны загружателя, опре-
деляются из условия возможных перемещений или равенства ра-
бот. Используя это условие и рис. 1.55, можно записать урав-
нение:

△хпр = #е, Алв — аг,
Д^пр. ^•^'в Ь а ^пр>

зат

где ^Пр— Ь)а= хПр/хв—коэффициент передачи усилий от пружи-
ны загружателя. к КРУ.

Если диаграмма обжатия загружателя известна, то диаграмму
изменения усилий на КРУ можно построить в зависимости от ее
перемещений:

Пр

зат^в »

/ А? \

где Сзат = 1Р Спр( 1 + -;-~ат | — приведенная к КРУ жесткость за-
гружателя.

Таким образом, с помощью зависимости Рв=Сзатл:в можно по-
строить диаграмму изменения усилий на КРУ. При проектирова-
нии СУВС решается обратная задача: подбираются пружины и
передаточные отношения загружателя.

Аналогичную зависимость можно получить для градиентов уси-
лий и перемещений:

= Смтх; = (С3„/*ш)8;.	(1.19)
Из формулы (1. 19) можно получить рекомендации для измене-
ния Рв в желаемом направлении в зависимости от режима поле-
та. Например, для получения Р" =сопз1 при значительном изме-
нении градиента отклонения руля о'г надо изменять жесткость
загружателя Сзг и коэффициент передачи проводки от КРУ к си-
довозбудителю руля кш.

Однопружинный загружатель не полностью воспроизводит ха-
рактер изменения нагрузок от рулей, поэтому он применяется в
комбинации с другим однопружинным загружателем. Комбинация
однопружинных загружателей позволяет в некоторой степени учи-
тывать влияние скоростного напора. Так, на самолете Ту-154 пос-
ле уборки закрылков, т. е. обретения полетной конфигурации,
в дополнение к основному загружателю автоматически подключа-
ется полетный загружатель (см. рис. 1.52, а), усилие на КРУ
возрастает и препятствует большому отклонению руля на режиме
крейсерского полета.

Характерные особенности протекания диаграмм усилий по от-
клонению КРУ обусловлены требованиями безопасности полетов.
На самолете Ту-154 (см. рис. 1.52, б) при включении дополнитель-
ного полетного загружателя параллельно с основным усилия на
колонке возрастают в 1,5 раза. При этом взятие колонки на себя
«более чем на 85—87 мм (РВ отклоняется на 9—10° вверх) со-
провождается резким возрастанием усилия на пилота, что свиде-
тельствует о подходе самолета к большим перегрузкам. Для са-
молета Ил-86 (см. рис. 1.52, а) предусмотрено автоматическое
изменение в два раза, при котором в таком же отношении воз-
растают усилия (до 0,40—0,50 кН) и уменьшаются углы отклоне-
ния РВ. Диаграмма работы загружателей показывает, что в них
заложена защита самолета от больших перегрузок, а значит, и от
больших напряжений каркаса планера и расхода его ресурса,
-а также возможности превышения допустимого значения коэффи-
циента подъемной силы Су поп. Другой особенностью работы загру-
жателей является то, что их диаграммы несимметричны. При от-
даче колонки от себя возникают меньшие усилия чем при взятии
ее на себя, что облегчает экстренное снижение самолета, когда
возникают осложненные условия полета.

В канале путевого управления предусматривается большее,
чем в канале РВ, возрастание усилий на педалях ножного пульта
при подключении полетного загружателя. На рис. 1. 57 показаны
диаграммы усилий Рп, действующих на педали при «даче ноги»
хн для самолетов Ту-154 (сплошная линия) и Ил-86 (пунктирная
линия). На графиках видно скачкообразное возрастание усилий,
называемое пилотами «стенкой», при превышении крейсерского
Рис. 1.58

диапазона углов отклонения рр$
в 5—7°. На рис. 1.57 этому соот-
ветствуют хн = 35 и хн=39 мм.
Такая особенность загружателей
вызвана также требованиями
безопасности полетов.

Превышение крейсерского дц.
апазона углов отклонения РН
при значительном скоростном
напоре может привести к боль-
шим углам скольжения ВС, вы-
звать потерю боковой устойчи-
вости и чрезмерное нагружение
фюзеляжа и ВО, что особенно
вероятно при размещении сило-
[ фюзеляжа. При таком размеще-

нии силовой установки дестабилизирующая носовая часть фюзе-
ляжа получается более удлиненной, чем у ВС обычной компо-
новки.

Во всех каналах управления для обеспечения безопасности по-
летов предусматривается триммирование усилий, действующих со
стороны загружателей на КРУ. Пилот в зависимости от режима
полета может изменять эти усилия, обеспечивая наиболее благо-
приятные условия пилотирования. В прямых СУВС это осущест-
вляется с помощью триммеров, расположенных на рулях, в непря-
мых — с помощью специальных механизмов эффекта триммирова-
ния (МЭТ).

|	На рис. 1.58 показаны диаг-

раммы усилит, ощущаемых пи-
лотом при отклонении штурваль-
ной колонки (сплошная линия),
и их изменение при срабатыва-
нии МЭТ (пунктирные линии).
Нейтраль загрузочных пружин
может быть смещена путем из-
менения их обжатия от МЭ Т На-
пример, для взятия колонки на
себя пилот должен приложить к
ней тянущее усилие —Р, он мо-
жет с помощью МЭТ это уси-
пунктирная линия), колонка останет-

самолета Ту-154 х#=—135 мм, что со-

ответствует Зв=—15° а время срабатывания МЭТ 12 с, х2= +

лие снять до нуля (левая
ся смещенной на —хь

Так, в канале тангажа
^90 мм, Вв=4-1(Г и время — 8 с. Если МЭ' откажет в одном из
своих крайних положении 'например, при %1), то при приведении
донки в «нейтраль» вместо нулевого будет действовать некото-
рое усилие, например, «давящее» усилие +Р]^0,18 кН, препят-
ствующее нормальному пилотированию.

Для исключения таких последствий применяют дублирование
электромоторов управления МЭ1, их цепей питания, а также пре-
дусматривают цепи аварийного выключения, диапазон триммиро-
ванця ограничивают, чтобы в случае отказа МЭ Г пилот имел воз-
можность пересиливания загружателей. В канале тангажа само-
лета Ту-154 этот диапазон составляет 10...—15°.

Чертеж двухпружинного загружателя канала тангажа самоле-
та Ил-86 показан на рис. 1.59, диаграмма его обжатия — на
рис. 1.52, а. Левый наконечник загружателя 1 связан через шток
2 с большой 5 и малом 6 пружинами, правый наконечник 8 связан
с корпусом 3 и цилиндром 4. Пружины двустороннего действия
работают только на сжатие, поэтому сохраняют работоспособ-
ность и при поломках, двустороннее действие обеспечивают втул-
ки 7 и 10. При перемещении наконечника 1 влево, шток 2 захва-
тывает втулку 7, которая обжимает малую 5 и через нее большую
5 пружины также влево. При этом реакции пружин через шток
и кинематику проводки передаю; в виде загрузочного усилия на
КРУ. При движении штока вправо пружина 5 и через нее пру-
жина 6 обжимаются втулкой 10 (левой) также вправо -рис. 1.59).

Рис. 1.59

Диаграмма работы двухпружинного загружателя показана на
рис. 1. 52, а. Последовательное пакетирование двух пружин с раз-
личной жесткостью (С1 и Са) и разной предварительной затяжкой
ДР1 и ДР2) позволяет получить диаграмму обжатия с потребной
точкой перегиба. В приведенном загружателе малая пружина име-
ет большую жесткость (Сг>С1) и большую предварительную за-
тяжку (ДР2>АЛ). Поэтому при хв<100мм обжимается только
большая пружина, затем при хв=100 мм усилие ее обжатия
становится равным предварительной затяжке малой пружины
(ДР1 +хвС] = ДР2) • Далее обе пружины обжимаются совместно, их
усилия остаются равными, диаграмма протекает более полого,
так как жесткость пакета уменьшается.

Жесткость винтовых пружин, работающих на сжатие, опреде-
ляется их геометрией и материалом, из которого они изготовлены:

кхЬНЮ
2^4

(1.20)

где — конструктивный коэффициент, учитывающий характер
работы витков в зависимости от геометрии пружины при Ь)к=
=2—3 61=0,229—0263; Ь, к— размеры поперечного сечения вит-
ка пружины; О — модуль сдвига (8-103 кг/мм2 для стали); 7? —
средний радиус винтовой пружины; I — число рабочих витков.

Формула (1.20) показывает, что потребное значение жесткос-
ти может быть обеспечено бесчисленным множеством комбинаций
параметров. Поэтому подбор пружины проводят итерацией, при
этом стремятся найти условия обеспечения минимальной массы
механизма загрузки (не только пружины), отсутствия потери ус-
тойчивости при сжатии (заключают пружину в стаканы, исполь-
зуют оправки). Ограничения по числу витков из условия необхо-
димого обжатия можно представить в виде соотношений:

зат

А/ —&р,

где хп0 — потребный ход (обжатие) пружины, соответствующий
ходу КРУ (см. рис. 1.52, 1.57, 1.58); гв, гп , хв—плечи прило-
жения усилий к КРУ и от пружины; I — свободная длина пружи-
ны после изготовления; 6Р — запас для регулировки.

Такие пружины изготавливают из цилиндрической пустотелой
заготовки путем прорезания в ней винтовой линии при токарном
точении. Материалом заготовки является высокопрочная лигиро-
ванная сталь 50ХФА, 60С2ХФА, углеродистые стали С65, С70,
кремнистые стали 55С2, 60С2 и т. д. Хорошей усталостной проч-
ностью обладают хромованадиевые, кремневольфрамовые стали.
Материал 50ХФА применяется для пружин, работающих при виб-
рационных нагрузках в широком диапазоне температур от минус
40 до 400°С. Готовая пружина иногда подвергается «заневолива-
нию», при этом она сжимается до соприкосновения витков и вы-
перживается от 6 до 48 ч. Геометрия пружины должна быть та-
кой, чтобы в этих условиях в материале возникали напряжения
сдвига выше уровня пропорциональности. При «заневоливании»
рружина получает остаточные деформации и упрочняется, жест-
кость ее возрастает. Этой операции подвергаются пружины за-
гружателей, так как они работают в условиях статического и ог-
раниченно краткого динамического воздействия. Пружины дли-
тельного вибрационного действия и пружины, работающие в ус-
ловиях высоких температур, этой операции не подвергаются.

1.5.	Автоматизированные системы управления

Автоматизация СУВС связана как с необходимостью физичес-
кой и психологической разгрузки пилотов от непрерывного пило-
тирования, так и с необходимостью парирования отрицательных
тенденций в динамике движения ВС.

Логическим завершением разгрузки пилотов от управления са-
молетом является полная автоматизация СУ, позволяющая вы-
полнять полеты без участия пилота даже в условии полной не-
видимости земли. Однако созданные СУВС пока еще не могут ис-
пользоваться без контроля со стороны человека, так как отказы
в этих системах приводят к чрезвычайно тяжелым последствиям.
Поэтому в экипаже пассажирских ВС должно быть не менее двух
человек, принимающих решение об использовании или отключе-
нии автоматов СУВС при локализации и парировании любых от-
казов. В связи с этим на ВС сохраняются ручные (штурвальные)
СУ и средства их автоматизации.

Отрицательные тенденции в динамике движения ВС связаны
с особенностями их аэродинамической компоновки, выбираемой
из условия минимума веса и энергетических затрат силовой уста-
новки и максимально возможных в этих условиях высот и скоро-
стей полета, удовлетворительных взлетно-посадочных характери-
стик, с уменьшением запаса статической устойчивости для сни-
жения балансировочных потерь и повышения топливной эффек-
тивности ВС.

На динамику движения ВС отрицательно влияют колебатель-
ность относительно программной траектории, затягивание в пи-
кирование при приближении к критической скорости полета,.,
скоростной подхват при резком торможении в полете, обратная.,:
реакция по крену на дачу ноги, валежка и т. д. Пилот не всегда^,
может справиться с этими проявлениями, например, с колебатель-
ностью, особенно короткопериодической с периодом менее 10 с..
Быстрота реакции пилота может оказаться недостаточной, и его
попытка парировать колебания зачастую приводит к дальнейшей
раскачке ВС, опасности возникновения недопустимых перегрузок,
выходу на закритические углы относительно набегающего потока
и сваливанию самолета. Другие отрицательные проявления так-
же трудно парируются вручную, в частности, можно пропустить
момент затягивания в пикирование, при котором резко падает эф-
фективность рулей и для вывода из пикирования может не хва-
тить высоты.

Для парирования отрицательных проявлений в динамике дви-
жения ВС используют целый ряд автоматов в системе его управ-
ления, демпфирующих колебания, стабилизирующих параметры
полета, улучшающих устойчивость и управляемость. Когда таких
автоматов много, они составляют довольно полный комплекс, спо-
собный в достаточной мере автоматизировать управление ВС на
основных режимах полета. Поэтому на современных магистраль-
ных судах обязательно имеются САУ, АБСУ, однако и они име-
ют режимы ручного управления, системы быстрого отключения
автоматов и, как резерв безопасности, предусматривают возмож-
ность ручного пересиливания неотключившихся автоматов.

Как правило САУ имеют три режима управления: штурваль-
ный, директорный и автоматический.

При штурвальном режиме управления осуществляется ручное
пилотирование, автоматы выполняют вспомогательную роль кор-
ректировки устойчивости, стабилизации некоторых параметров по-
лета, предупреждения о приближении к предельным режимам
(например, по перегрузке, углу атаки и скольжению). При ди-
ректорном режиме управления автоматы вырабатывают и выдают
на пилотажно-навигационных приборах специальную символику —
директорные (направляющие или управляющие) метки, по совме-
щению которых выполняется пилотирование. Автоматический ре-
жим управления ВС реализуется без участия пилота. Пилот лишь
контролирует параметры полета, следит за сигнализацией отказов
в САУ и вмешивается в их работу лишь в случае, когда системы
встроенного контроля не могут автоматически парировать отказы
в коммутативных цепях и подсистемах САУ.

Таким образом, в СУВС остаются режимы (системы) автома-
тизированного ручного управления, которые корректируют дейст-
вия пилота, парируют отрицательные,проявления в динамике дви-
жения ВС, делают его устойчивым и хорошо управляемым.

1.5.1.	Требования к автоматическим устройствам
системы управления воздушными судами

Необходимость включения автоматических устройств в контур
ручного управления возникает Тогда, когда пилот (человек-опера^
тор) не может справиться с реализацией программного (наперед
заданного) движения в силу особенностей динамических свойств
ВС или когда требуется обеспечить более высокий уровень безо-
пасности полета.

В случае, когда использование автоматов становится неизбеж-
ным, их параметры должны быть согласованы с характеристика-
ми системы пилот — самолет, т. е. с показателями человека, оце-
нивающими его как оператора, и динамическими свойствами ВС
как объекта управления. Именно с позиций такого согласования
и обеспечения необходимой надежности в летной эксплуатации ВС
разрабатываются требования к автоматическим устройствам
СУВС. К ним относятся требования к параметрам передаточных
функций самолета и оператора, аэродинамических, инерционных
и других показателей ВС, характеризующих его динамические
свойства.

Передаточные функции представляют собой операторную за-
пись дифференциальных уравнений движения или функциониро-
вания изучаемого объекта. Правила их составления и анализа
рассматриваются в разделе математики «операционное исчисле-
ние» и в теории систем автоматического регулирования. В каче-
стве примера рассмотрим передаточную функцию самолета как
объекта управления, обладающего колебательностью. Для этого
используем из динамики управления полетом линеаризированные
уравнения короткопериодического движения самолета, когда ис-
ходным режимом является установившийся полет.

Изменение угла атаки Да при малых отклонениях Д6 руля вы-
соты описывается уравнением

где аь а2— коэффициенты дифференциальных уравнений, описы-
вающих возмущенное движение ВС; ц3 — приведенный коэффи-
циент эффективности руля.

Изменение перегрузок Дп в процессе управления описывает-
ся уравнением



^2Д/г
№

= <2,,
-4	о

а

да.

У

С помощью

У(р) самолета

этих уравнений получают передаточные функции

—объекта управления. За входную величину при-
нимают отклонение руля Д6, а за выходную — приращение угла
атаки Да или перегрузки Дп. Эти функции имеют вид:

Д5 р2-\- агр + а2	Д8

где р=(11си — оператор дифференцирования

а3

△а 	__	__	^У

р2 Уахр + а2

по осносительному

времени 1=11х\ ц=2т^8Уо — масштаб времени; т — масса само-
лета; р — плотность воздуха; 5 — площадь крыла; Уо — скорость
полета.

При необходимости от передаточной функции можно перейти
обратно к дифференциальному уравнению путем перекрестного ум-
ножения числителя одной части функции на знаменатель другой
ее части и выполнения дифференцирования, указанного в опера-
торе р.

Написание передаточной функции более компактно и с помощью
разработанных методов позволяет по ее структуре и соотно-
шению коэффициентов определить характер описываемых ими
процессов (устойчивость движения, затухание колебаний, их пери-
одичность и др.).

Эффективность операционного исчисления заключается в том,
что функции заменяются их «изображениями», а дифференциро-
вание и интегрирование — алгебраическими действиями над этими
изображениями (умножению и делению на р) и при истолковании
полученных результатов снова переходят к «оригиналу».

Операционное исчисление вносит значительные упрощения при
исследовании вынужденных колебаний, когда возмущающие силы
имеют характер импульсов или когда они в различные промежут-
ки времени могут быть заданы различными аналитическими выра-
жениями.

В естественном масштабе времени передаточные функции для
колебательного движения ВС записываются в виде:

Коэффициенты а2, а3, Су, Су, т зависят от параметров ВС
и режимов полета, а эффективность управления во многом опре-
деляется значениями коэффициентов, поэтому она меняется в за-
висимости от условий полета (Н, V, т и др.). В случае значитель-
ного изменения эффективности возникает потребность использова-

ния автоматических устройств (систем), улучшающих управляе-
мость ВС.

Передаточная функция системы самолет — пилот составляется
как комбинация функций самолета 1Гс(р) и пилота ТЕп(р):

ф(р) =

1Яр)„'Уе^)

1+над изд'

(1.21)

Передаточную функцию модели пилота, работающего в замк-
нутом контуре управления, записывают с помощью критериев,,
оценивающих его операторские свойства:



где &п«5...9— коэффициент усиления сигналов ОС, идущих от
объекта управления [ВС]): Тп «0,2... 1,2 с — период запаздывания
мускульной реакции пилота на его самокоманду; т«0,2...0,3 с —
время, потребное для осмысления. полученной информации.

Коэффициент /гп характеризует способность оператора к уп-
равлению ВС с опережением. Если во входном сигнале содержат-
ся высокочастотные компоненты динамики движения ВС, то кп

принимает меньшие значения.

Пилот стремится приспособиться к динамическим характерис-
тикам ВС и сделать систему устойчивой, а ошибки пилотирования
малыми. Это удается, если потребная частота выдачи сигналов
управления не превышает 1,2—1,5 Гц. При превышении этой ча-
стоты повторяемость ошибок

пилотирования становится не-
допустимой. На рис. 1.60 пока-
заны экспериментальные зна-
чения амплитуд реакции пило-
та Л и их отставание по фазе
А<р. Амплитудно-фазовая час-
тотная характеристика пилота
показывает, почему он не мо-
жет справиться с короткопери-
одическими колебаниями ВС
при возрастании их частоты
При частоте /^>1Гц парирую-
щие импульсы управления пи-
лота оказываются сдвинутыми
по фазе Л<р^72°. Частота ко-
лебаний /«1Гц наиболее ха-

Рис. 1.60
рактерна для магистральных ВС. Такой сдвиг приводит к сильно-
му запаздыванию, поэтому способствует дальнейшей раскачке
колебаний и требует постановки демпфера тангажа.

На рис. 1. 61 показано изменение приращения перегрузки при
выходе ВС из планирования. Путем отклонения РВ вверх получа-
ют кабрирующий момент, и ВС выходит из планирования в го-
ризонтальный полет. При этом возникает приращение нормальной
перегрузки. Величина необходимого приращения Дп1/уст = 1—Дппл
устанавливается не сразу, так как ВС испытывает колебания,
обусловленные его устойчивостью и дозированием угла отклоне-
ния РВ пилотом.

Рис. 1.61

На рис. 1.61, где по оси ординат отложено Дпу, по оси аб-
сцисс— время /, показаны заброс перегрузки Дпзаб над потреб-
ной установившейся величиной, время реагирования /ср ВС на
команду управления и время практического затухания ^зат коле-
баний 37\ при котором Апу отличается от Д/гУуст не более чем на
±5%.

Если имеется кривая колебаний, то период колебаний Т может
быть оценен графически. Для этого проводят касательную к кри-
вой от начала координат. Кроме того, можно оценить и период
собственных колебаний Та, как показано на графике. Пунктирные
линии, огибающие кривую, позволяют оценить декремент затуха-
ния колебаний.

К параметрам, характеризующим колебательность системы
ВС — пилот, предъявляются определенные требования, которые на-
по удовлетворить при проектировании СУВС. Эти колебания
должны быть затухающими, причем время затухания должно
быть соизмеримо с периодом собственных колебаний ВС. Эти
свойства описываются передаточной функцией системы (1.21)
ВС — пилот. Для того, чтобы СУВС имела желаемое качество, в
частности хорошо демпфированное короткопериодическое движе-
ние, она должна иметь следующий вид:

Причем критерием устойчивости по Вышнеградскому является
соотношение коэффициентов знаменателя 1:3:3:2, т. е. Д1=Д2=3.

С учетом этого и уравнения (1.21) получают потребный для
ВС вид передаточной функции

=

3&)р'

где 2а—собственная частота короткопериодических колебаний
ВС ; т^у — коэффициент продольной статической устойчивости;

С“—производная коэффициента подъемной силы по углу атаки;
Ья — аэродинамическая хорда; 1г — массовый момент инерции са-
молета относительно оси 7.

Если с помощью подбора параметров, записанных под корнем,
не удается удовлетворить сформулированным требованиям, то
применение автоматов становится неизбежным.

Наряду с аналитическим
способом оценки управляемо-
сти используются некоторые
упрощенные критерии, напри-
мер, линии равных оценок по
шкале Купера-Харпера, пост-
роенные с учетом оценок уп-
равляемости самолета пилота-
ми.

На рис. 1.62 показаны ли-
нии, которые ограничивают об-
ласти равных оценок. Входны-
ми параметрами в этом случае
являются и при оценках
продольной управляемости.
Относительный коэффициент затухания колебаний определяют по
формуле

з

С„ = 32а/2ГЖ

Подбирая входные параметры, добиваются, чтобы рабочая то-
чка попала в желаемую область. Если точка, соответствующая
этим критериям, оказывается в области, не удовлетворяющей про-
ектировщиков, и ее нельзя переместить путем изменения парамет-
ров ВС, то необходимо использовать автоматы, коррегирующие
устойчивость и управляемость. Параметры автоматических уст-
ройств подбирают так, чтобы оценочная точка оказалась в жела-
емой области.

1.5.2.	Схемы автоматизированных систем управления
магистральных воздушных судов

В системах управления магистральным ВС используются СУУ,
СУС и СТУ. К СУУ относятся демпферы, автоматы продольной
(АПУ) и боковой (АБУ) управляемости, автоматы балансировки
и другие устройства, коррегирующие передаточное отношение (ав-
томаты /?щ) от КРУ к рулям, загрузка КРУ в зависимости от ре-
жимов полета и другие автоматы. К СУС относятся автопилоты,
предназначенные для стабилизации заданного углового положе-
ния ВС относительно воздушного потока и для решения некоторых
задач пилотирования самолета, например, для выполнения авто-
матических координированных разворотов по курсу. К СТУ отно-
сятся автоматы, выполняющие задачи самолетовождения и счис-
ления пути, представляющие собой сложный пилотажно-навига-
ционный комплекс, сопряженный с СУВС через специальные РА,
передающие сигналы СТУ через силовозбудители к рулям.

Для сопряжения автоматов СУУ с ручным управлением ис-
пользуют различные устройства, допускающие смешение незави-
симых управляющих сигналов от пилота и автоматов на входе в
РП СУВС. На рис. 1.63 показаны схемы такого сопряжения, пос-
ледовательное включение автоматов управления (а) с помощью
раздвижных агрегатов управления (РАУ-108, РАУ-107). На элект-
родвигатель этого агрегата подается напряжение от автомата
САУ, который отрабатывает этот сигнал в течение дозированного
времени и изменяет длину агрегата. При этом, управляющий сиг-
нал поступает к РП, отклоняющему руль. Сигнал от РАУ к КРУ,
связанному с загружателем, не передается.

На рис. 1.63, б показано последовательное включение автома-
тов управления (АУ) с помощью рулевых агрегатов РА-56, РА-57.
^мешение сигналов управления, идущих к рулю от КРУ и АУ, про-
исходит на дифференциальной качалке (ДК), которая передает
суммарный сигнал на РП. На случай отказа РА предусматривает-
ся центрирующая пружина (ЦП), которая приводит РА в ней-
тральное положение.

На рис. 1.63, в показана электродистанционная система. Пере-
мещения КРУ с помощью датчика перемещений (ДП) преобра-
зуются в электрические сигналы, которые суммируются с сигнала-
ми АУ в специальном сумматоре и далее поступают в РП.

ли

Рис. 1.63

В первых двух схемах используются электромеханические и
электрогидромеханические агрегаты, в третьей — в основном
электромеханические и электрические, однако не исключается и
использование гидравлических агрегатов.

Вмешательство этих автоматов в СУВС не передается на КРУ
при штурвальном и директорном режимах управления, поэтому
пилот не регистрирует их работу, а результат вмешательства ав-
томатов воспринимает как хорошую устойчивость и управляв
мость ВС.	' '

На рис. 1.64 показано параллельное включение РА-56В-1 в си-
стему управления самолета Ту-154. Все автоматы АБСУ-154 воз-
действуют через электрогидромеханический агрегат 5, который
электрические сигналы автоматов преобразует в механические пе-
ремещения с помощью давления жидкости.

А А

Для обеспечения независимости воздействия на руль пилота и
автомата в систему включена ДК- На рис. 1. 64 показано сечение
этой качалки А-А. Поводок 1 может качаться относительно ниж-
ней оси при перемещениях тяги 3 пилотом и передавать их через
тягу 4 на РП, при этом РА 5 остается неподвижным. При рабо-
те этого агрегата перемещения передаются на поводок 2, который
может качаться относительно срединной оси и перемещать тягу 4
и через РП воздействовать на руль. При этом тяга 3 остается не-
подвижной. В случае отказа агрегата 5 центрирующая пружина 6
ставит его в нейтраль и освобождает систему от ошибочных сиг-
налов. Такие механизмы стоят во всех трех каналах СУВС Ту-154.

Результирующее отклонение руля определяется алгебраичес-
кой суммой управляющих воздействий пилота и автомата, напри-
мер, для РВ:


де &Х = ^Ш=А6/Ах— передаточное отношение проводки; к,л и
п — коэффициенты усиления автомата по угловой скорости и пе-
регрузке.

Для других каналов управления результирующее отклонение
пулевых поверхностей можно получить аналогично.

1.5.3.	Демпферы колебаний воздушного судна

Для гашения колебаний ВС относительно его центра масс ис-
пользуют демпферы. В соответствии с числом вращательных сте-
пеней свободы различают демпферы рыскания, крена и тангажа.
В силу особенностей бокового движения скоростных магистраль-
дых ВС первыми начали применять демпферы рыскания на ВС
со стреловидными крыльями, у которых вследствие тесной взаи-
мосвязи движений крена и рыскания возникают рыскание при кре-
нении и перекладка крена при рыскании. Это приводит к колеба-
ниям по курсу и крену, которые могут протекать с возрастающей
амплитудой и привести к потере устойчивости, падению ВС в
крутую спираль или разрушению его в воздухе. Для устранения
колебательной неустойчивости бокового движения магистральных
ВС увеличивают площадь вертикального оперения, придают крыль-
ям отрицательное поперечное V, устанавливают демпферы ко-
лебаний в СУВС. Необходимость использования тех или иных
средств борьбы с неустойчивостью оценивают с помощью критери-
ев боковой устойчивости. Например, в первом приближении это
можно оценить по критерию:

Ш х « °\тах
—~’—

где т'х и — производные коэффициентов момента крена и
момента скольжения по углу скольжения р, зависящие от площа-
ди горизонтального оперения стреловидности и У-образности
крыла.

Если путем изменения этих параметров удается получить
— 0,4...0,7, то предварительно решают не использовать демпфер.
Однако это решение не является окончательным, так как данный
критерий не учитывает инерционных свойств ВС, но ввиду его
простоты используется для первичных оценок.

Для более полного учета влияния параметров ВС на его коле-
бательность применяют коэффициент затухания колебаний, посто-
янную времени угловой скорости крена и некоторые другие пара-
метры.

7-59-1

97
»• Относительный коэффициент затухания колебаний свободного
самолета по углу скольжения при нулевом крене определяют по
формуле

\т г 2/„	\ V /„5р /

постоянную времени угловой скорости крена при нулевом сколь-
жении свободного ВС рассчитывают по уравнению

0= - 4/х/(т“хр17/2)-

Пределы изменения этих критериев устанавливают, когда мож-
но ограничиться компоновочными мероприятиями (0,2<^з<1,
0,1 <7\<1) и когда нужно применять специальные автоматы.

Для определения взаимосвязи параметров бокового движения,
угловой скорости крена (ох и рыскания соу обратимся к рис. 1.65,
где изображены векторы этих величин, с помощью которых мож-
но записать:

р = (ю^соза юг81Па;

; Шу = /Иур 4- -г		(1.22)

X	।	।	г 3	х X

л,
В уравнениях (1.22) М=М]1 представляют собой угловые ус-
корения по углу скольжения р и углам отклонения РН бн и эле-
рона 6Э, а М по со связаны с аэродинамическим демпфированием
вращения ВС относительно осей х и у.

Частоту колебаний таких движений определяют по формуле

8Ша

т^соза -]

— т$.

Из которой следует, что при возрастании углов атаки сс в диапа-
зоне его летных значений увеличивается частота колебаний боко-
вого движения /б и, если значение М мало по со, то демпфирова-
ния недостаточно, колебания будут незатухающими, а ВС неус-
тойчивым. Пилотировать такое ВС не только трудно, но и опасно.
Поэтому неустойчивость, если она присуща ВС, наиболее четко
проявляется при полете на больших углах атаки, при посадке и
полете на больших высотах.

На рис. 1.66 показано изменение углов скольжения ₽(а), кре-
на Г (б) и рыскания Ф (в) во времени при потере боковой устой-
чивости для магистрального ВС при М — 0,9 и 7/—11 км. Протека-
ние колебаний, характеризуемых этими углами, показывает, что
за 30—50 с они уже достигают критических значений. В таких
случаях не удается устранить колебательность ВС путем измене-
ния его аэродинамической компоновки и приходится либо накла-
дывать ограничения на допускаемые режимы полета либо ставить
специальные автоматы — демпферы колебаний. На практике ча-
ще используют второй вариант. Так, последовательно появились
демпферы рыскания, крена и тангажа. Их переключатели, распо.
ложенные на приборных досках в такой же последовательности
служат для быстрого отключения демпферов при их отказе, свя-
занном с угрозой безопасности полетов.

Для устранения боковой раскачки при отказе демпферов рыс-
кания и крена необходимо существенно уменьшить скорость сколь-
жения путем своевременного отклонения РН, а еще лучше элерона
Для контроля за скоростью скольжения р необходимо на само-
лете иметь специальные датчики угловых скоростей (ДУС) со

и угловых ускорений (ДУУ) и «2. В качестве ДУС исполь-
зуют двухстепенные гироскопы. На рис. 1.67 показан механичес-
кий аналог демпфера рыскания.

Рис. 1.67

При возникновении угловой скорости скольжения <оу на рамку
демпфера действует гироскопический момент

Мг = /г <ОГ (Ор .

Величина этого момента обусловит деформацию пружины и
смещение корпуса фильтра высокой частоты (ФВЧ), связанного
с потенциометром. Электрический сигнал, пропорциональный <Оу>
через усилитель и РА, который этот сигнал преобразует в меха-
цическое перемещение, воздействует на ЗР гидромеханического
ЦП, отклоняет РН и таким образом парирует возмущение Си-
стема имеет ЖОС, поэтому дозированно отслеживает сигналы
демпфера.

Величина гироскопического момента Л4Г зависит также от мас-
сового момента инерции /г, ротора гироскопа и его угловой ско-
рости о)г. ФВЧ не пропускает лишь большие угловые скорости, а
скорости, возникающие при нормальном управлении ВС, он не от-
слеживает. Например, гидромеханический аналог ФВЧ показыва-
ет, что перемещения в вязкой жидкости поршня с калиброванны-
ми отверстиями происходят с небольшим сопротивлением при ма-
лой скорости и поэтому не приводят к обжатию пружины и сра-
батыванию демпфера. Таким образом, фильтр пропускает низко-
частотные сигналы управления самолетом по курсу, а демпфер на
них не реагирует.

Закон управления РН от демпфера имеет вид

где — передаточное число демпфера; Т — постоянная време-
ни ФВЧ.

Обычно углы отклонения рулей от демпферов не превышают
±10°, что дает пилоту возможность их пересиливания, если отка-
завший демпфер не удается выключить.

В рассмотренной схеме упрощенного варианта демпфера в ре-
альных конструкциях для повышения качества работы демпфера
боковых колебаний учитывается и креновое движение ВС. Необ-
ходимость учета видна из уточненного выражения скорости рыс-
кания

, '	' |\ : ‘ ] , . ’ . ' ' 1 ‘ Д ' ' >	‘	’ I I '	* ' ’ ‘

8 == ш„соза + а)ж81па ф- —	+ ТСОЗ.а ,

У	X	4	2	*	1

т. е. помимо Юу нужно измерять	и у, поэтому используют

ДУС по крену, датчики линейных ускорений (пг=Л/^) и углов
крена.	।	; и

На рис. 1.68 показано подключение элементов демпфера
ДР-2П в путевой канал СУ. Исполнительным механизмом 4 явля-
ется счетверенный РА-72, который получает электрические сигна-
лы управления от усилительного звена демпфера и через диффе-
ренциальную качалку 5, посредством тяги 2 воздействует на РП
РН. Для установки РА-56 в нейтраль при его отказе применяют
центрирующую пружину 1. Пилот управляет РН педалями через
тягу 6, подсоединенную к двуплечей качалке. К этой же качалке
подключен пружинный загружатель 9 для педалей с датчиком уси-
лий 5, который сигнализирует СУВС о смещении педалей. В свою
очередь, автоматы смещают педали с помощью МЭТ (его электро-
двигателя 11 и винтового механизма 10) в режиме автоматическо-
го управления в положение, соответствующее углам отклонения
РН. В противном случае может возникнуть их рассогласование,
так как в автоматическом режиме пилот освобождает педали. Че-
рез электродвигатель 11 и винтовой механизм 10 производят трим-
мирование усилий на педалях по сигналу пилота.

На рис. 1.68 показано подключение рулевой машинки 8 авто-
пилота и ограничитель 7 предельных углов отклонения РН.

Аналогичным образом устроены демпферы крена и тангажа,
однако они имеют свои специфические датчики, но общие законы
управления:
где 6 — угол отклонения элерона или РВ по сигналам демпфера^
у — постоянная времени колебаний по крену пли тангажу; со
угловая скорость.

Для демпфера крена самолета Ту-154 коэффициент усиления
# ==1,5±0,15, постоянная времени Т =1,6 с, для демпфера тан-
гажа ^0)<г=1 ±0,15, Т2=1 с.

Отказы демпферов могут привести к тяжелым последствиям,
поэтому их надежности уделяется особое внимание. Многократное
резервирование, использование принципа «мажоритарной ло-
гики», применение СВК с * автоматическим «мягким» от-
ключением отказавших элементов направлены на постоян-
ное повышение безопасности полета. Сущность «мажоритарной
логики» заключается в выделении управляющего сигнала при мно-
гоканальном резервировании по принципу «большинства». Допу-
стим, в систему поступают одновременно три однотипных сигнала,
один из которых отличается по значению, знаку или фазе от двух
других. Тогда через кворум-элемент пройдет сигнал, тождествен-
ный двум сигналам или их среднему арифметическому значению.
Третий сигнал будет отброшен, если он будет выходить за преде-
лы заложенных в автоматике допусков. СВК могут вырабатывать
рекомендации (подсказку) экипажу по локализации отказов или
переходу на ручное управление.

Отказы демпферов как самовыключение, увод штока РА в
крайнее положение, обрыв линии С
ными. Степень опасности при само-
выключении или невыключении
демпферов зависит от колебатель-
ности самолета и характера проте-
кания градиента усилий по числу
Маха. На рис. 1.69 показано изме-
нение градиента усилий в канале
тангажа. При самовыключении
демпфера на режиме М>М1 меня-
ется знак Р" и управлять ВС ста-
новится невозможно. Для таких
ВС могут вводиться ограничения
т ах \ М 5.

Увод штоком исполнительного звена (РАУ, РА) в крайнее по-
ложение обычно происходит со скоростью, превышающей возмож-
ности пилота парировать такой отказ. При этом руль резко от-
клоняется и ВС также резко изменяет угловую ориентацию отно-
сительно потока, сильно искривляет траекторию полета. В этом
случае возможны выходы на закритические углы атаки, крена,

являются наиболее опас-
рыскания, превышение допустимых перегрузок и даже столкнове-
ния с землей при малых высотах полета. Для уменьшения воз-
можности возникновения таких последствий ограничивают углы
отклонения рулей, «доверенные» автомату.

Обрыв линии ОС приводит к нарушению пропорциональности
между угловой скоростью колебаний ВС и углом отклонения ру-
ля для парирования этих колебаний. В этом случае руль сразу
отклоняется на предельный угол, доверенный автомату, угловая
скорость ВС быстро уменьшается, а затем меняет знак. Автомат,
чтобы парировать изменение знака угловой скорости, отрабатыва-
ет руль в другое крайнее положение, начинается раскачка ВС.
Особенно опасен такой отказ в путевом канале управления ВС со



Рис. 1.70

Таким образом, в канале

стреловидным крылом, он может
привести к переворачиванию ВС
«на спину». На рис. 1.70 показано
отклонение руля по времени при
нормальной работе демпфера и его
отказе. Если частота колебаний ВС
превысит 0,5 Гц, то пилот не смо-
жет парировать их. В этом случае
спасает положение только быстрое
отключение исполнительных меха-
низмов (САУ, РА).

демпферов необходимо предусмот-

реть надежную сигнализацию отказов (световую, звуковую) и спо-
собов отключения автомата, а также приведения выключенных
элементов в нейтральное положение, например, путем установки
центрирующих пружин и введением каналов гидравлического
кольцевания при отключении исполнительного элемента (РА).

1.5.4.	Автоматы регулирования управления

Автоматы регулирования управления (АРУ), предназначенные
для унификации методики пилотирования на всем диапазоне ско-
ростей и высот полета, изменяют усилия на КРУ и передаточные
отношения от них к рулям в зависимости от изменения скоростно-
го напора, обусловленного изменением скорости V и высоты Я.
АРУ может быть выполнено в виде самостоятельнего агрегата
или входить в состав автомата, решающего комплексные задачи.

С возрастанием скоростного напора # = 0,5рнУ2 усилия на КРУ
должны возрастать, а передаточное отношение — уменьшаться,
т. е. управление должно как бы загрубляться, становиться менее
эффективным.
, . Рассмотрим принцип действия АРУ в продольном канале уп-
равления. На рис. 1. 71, а показана схема АРУ и его включение в
СУВС. Планка С — С перемещается в направляющем канале
с помощью электродвигателя (ЭД) по сигналам датчика скорост-
ного напора д. На рис. 1.71, б показано изменение плеч АРУ I в
зависимости от д. При возрастании напора от д\ до д% плечо опре-
деляющее передаточное отношение кш 1а от КРУ к рулю, долж-
но уменьшаться, чтобы в соответствии с этим уменьшался диапа-
зон отклонения руля. Для этого планка С — С должна опускаться
вниз при увеличении скоростного напора. Усилие

передающееся от пружинного загружателя на КРУ, при этом воз-
растает, так как увеличивается плечо /3. Таким образом, проис-
ходит необходимое в этом случае загрубление управления, что
приводит к сглаживанию зависимости градиентов усилий Р'\ и
отклонений руля 6" по перегрузке от скоростного напора и дела-
ет методику пилотирования слабо зависящей от скорости и высо-
ты полета.

На диапазоне скоростей по высотам полета (рис. 1.71, в) вы-
деляют зоны малых скоростных напоров А (д^дг), промежуточ-
ных значений Б (д1<бд<бд2) и больших скоростных напоров В
(^<72) и в соответствии с этим в АРУ закладывают программу
/р=(^) и 13=(д), что позволяет реализовать требование ЕНГЛС
к градиентам усилий:

Таким образом, для зоны А (малые скорости или большие вы-
соты полета) АРУ работает на большом плече, диапазон углов
отклонения руля большой; усилия на колонке умеренные. Для зо-
ны В (большие скорости или малые высоты полета) АРУ работа-
ет на малом плече, усилия на колонке большие, диапазон откло-
нения руля минимальный. Для зоны Б (средние скоростные напо-
ры) АРУ автоматически непрерывно меняет плечи от больших до
малых при возрастании д и обратно при его уменьшении. Усилия
на колонке и диапазон отклонения руля имеют промежуточные
значения по отношению к зонам А и В.

В итоге градиент усилий на колонке по перегрузке меняется
в узких пределах, что и упрощает методику пилотирования. Ли-
нейные перемещения колонки для получения приращения пере-
грузки в одну единицу будут приблизительно одинаковыми на всех
режимах. На рис. 1.72 показано изменение Р" в зависимости
от скорости полета ПЗ и ПП центровки самолета хт для случая,
когда в СУВС имеется АРУ.

Штрихпунктирной линией по-
казано изменение градиента
усилий при отсутствии АРУ.
В связи с тем, что диапазон
изменений большой, пи-
лот должен овладеть особен-
ностью управления ВС на
больших и малых скоростях
полета. К недостаткам АРУ от-
носят возможность раскачки
ВС при отказе автомата на
большом плече, необходимость

посадки на повышенной скорости при отказе АРУ на малом плече,
а также возможность увода балансировочного положения руля за
счет изменения угла между планкой С — Си тягой, идущей к РП
при перемещении планки (см. рис. 1.71, а). Увод положения руля
приходится компенсировать дополнительным смещением колонки
для восстановления балансировки после срабатывания АРУ.
В системе включения АРУ предусматриваются режимы «Авто-
мат» и принудительное ручное переключение «Большое плечо»
(взлет — посадка) и «Малое плечо» (крейсерский полет).

' В СУ магистральных ВС используются многофункциональные
автоматические комплексы, которые выполняют также и функции
ДРУ. Например, в СУВС Ил-86 автомат изменяет в канале
рВ примерно в два раза. При этом диапазон отклонения РВ со-
ставляет на ^штах ОТ —25° до +15°, на &шт1п от — 10°3(У до
+7°30/, для элеронов кш изменяется соответственно от ±20 до

±11°, для РН от ±27 до ±5° (в путевом канале кт меняется бо-
лее чем в пять раз).

1.5.5.	Автоматы балансировки, центровки и автотриммер



При разгоне ВС в горизонтальном полете в области околозву-
ковых скоростей из-за смещения фокуса назад нарушается его
балансировка и появляется пикирующий момент, который умень-
шает угол атаки ВС, вследствие чего происходит дальнейшее
увеличение скорости и дополнительное смещение фокуса назад,
возникает неблагоприятная взаимосвязь этих параметров и про-
исходит самозатягивание ВС в пикирование. Особенно интенсив-

но это проявляется у самолетов с прямым крылом и при попыт-
ке достижения околозвуковой скорости нередко заканчивается
катастрофой.

На рис. 1.73, б показаны силуэт самолета и положения точки
приложения подъемной силы У при М] и М2. Плечо этой силы ра-
стет, и продольный момент М2 оказывается неуравновешенным.
Для балансировки ВС потребуется приложить силу Рг.о, направ-
ленную сверху вниз, для чего РВ нужно отклонять вверх от его
первоначального балансировочного положения, тогда как ранее

Рис. 1.73
его надо было отклонять вниз для увеличения скорости полета ц
увеличивать тягу двигателей.

На рис. 1.73, а вверху изображена балансировочная кривая
которая до М<М1 имеет монотонное протекание, бв<0. Угол от-
клонения бв уменьшается по абсолютной величине (РВ отклоня-
ется вниз) по мере увеличения числа Маха (скорости полета). В
интервале М!<М<М2 появляется тенденция к изменению знака
шарнирного момента (РВ надо отклонять вверх), самолет начи-
нает самоускоряться, наступает потеря устойчивости ВС по ско-
рости, появляется опасность затягивания в пикирование. Положе-
ние усугубляется тем, что в околозвуковой области резко снижа-
ется эффективность рулей, затрудняется, а иногда становится не-
возможным удержание ВС в горизонтальном полете. Поэтому для
защиты ВС, обладающих такими свойствами, в СУ устанавлива-
ют автоматы балансировки. На рис. 1.73, а внизу изображена
ломаная линия б авт (М) управления автоматом РВ. В интервале
М!<М<Мг автомат линейно отклоняет РВ вверх от его баланси-
ровочного положения.	в ' 

При работе автомата балансировки пилот не меняет методику
разгона и воспринимает ВС как устойчивое по скорости. Проте-
кание балансировочной кривой в этом случае показано пунктир-
ной линией на рис. 1. 73 вверху, из которого видно монотонное
отклонение руля вниз при увеличении скорости полета.

Количественные рекомендации для подбора закона управле-
ния могут быть получены из выражения для балансировочного
положения РВ:

^гб-г.о

(1-23)

Первый член уравнения (1.23) связан с эффективностью РВ
второй — еще и с устойчивостью ВС <зп. При увеличении

скорости полета растет скоростной напор («7 = 0,5рн И2) и значение
второго члена уравнения (1.23) убывает, поэтому степень отрица-

тельности б в уменьшается и руль надо отклонять обратно пропор-
ционально скорости V2 вниз от начального балансировочного по-

ложения. Но при М^М[ коэффициент продольной устойчивости
сп начинает увеличиваться, а коэффициент

эффективности руля

тг — уменьшаться, поэтому угол отклонения РВ меняет знак. В

соответствии с конкретными значениями указанных величин опре-
деляют потребные углы отклонения РВ.

Влияние смещения фокуса на балансировку ВС может прояв-
ляться и противоположно, при его торможении со стороны М^>Мг,
до М<Мь В этом случае возникает возрастающий кабрирующий
момент, торможение прогрессирует и вызывает дополнительную
сдвижку фокуса вперед, самолет выходит на большие углы атаки
и может получить большие перегрузки. Это явление, называемое
скоростным подхватом, опасно и требует постановки автомата в
СУВС. Тот же самый автомат балансировки решает защиту ВС
и от этого неблагоприятного явления. Датчиками автомата явля-
ются махметры, которые по динамическому рдин и статическому
рст давлениям, а также по абсолютной температуре Тк воздуха
на данной высоте формируют и выдают текущее значение числа
Маха:

В соответствии с числом М и темпом его изменения автомат
балансировки отклоняет РВ вверх при разгоне, предотвращая пи-
кирование, вниз при торможении, предотвращая подхват. ВС,
снабженное автоматом балансировки, воспринимается пилотом как
устойчивое по скорости и перегрузке (рис- 1.73, а, пунктирная ли-
ния). В многофункциональных автоматах эту роль выполняет ав-
томат продольной управляемости.

Другим автоматом, используемым в СУВС, является автомат
центровки. При изменении центровки, как в предыдущем
случае, изменяется плечо приложения подъемной силы
(рис. 1.73, б), точка приложения силы веса О сме-
щается, поэтому нарушается балансировка ВС. Для ее вос-
становления нужно дополнительно отклонять РВ, а это сужает
располагаемый диапазон углов его отклонения для выполнения
маневров, изменяет методику пилотирования, в частности, по гра-
диентам усилий Р" .В некоторых случаях, при большом смещении

центра масс вперед, на посадке ВС может не хватить угла откло-
нения РВ вверх, чтобы вывести его в посадочное положение.

Наложение ограничения на диапазон изменения центровок в
узких пределах ухудшает эксплуатационные свойства транспорт-
ных ВС. Поэтому диапазон изменения центровок стремятся рас-
ширить до (0,15—0,25) и более. При этом упрощается програм-
ма выработки топлива, расширяется число вариантов загрузки ВС.

В качестве исполнительного органа автомата центровки в по-
лете чаще всего используют переставной стабилизатор. Это позво-
ляет уменьшить балансировочное сопротивление горизонтального
оперения, так как потребные углы отклонения стабилизатора
оказываются значительно меньшими, чем у РВ.

На рис. 1. 74, а показано отклонение стабилизатора на крейсер-
ском режиме ^кр при изменении центровки ВС от ПП положения
-Х-Г.ПП (носок стабилизатора отклонен вниз) до П3хт.пз (носок стаби-
лизатора отклонен вверх). Обычно диапазон отклонения невелик,
Рис. 1.74

например, на самолетах Ту-154 от минус 1,5 до минус 7,5°, Ил-86
от минус 12 до плюс 2°.

Трудность реализации автоматов центровки связана с отсут-
ствием надежных датчиков, сигнализирующих о действительном
положении центра масс ВС относительно носка САХ крыла.

В настоящее время используются косвенные методы определе-
ния центровки, а перестановка стабилизатора осуществляется по-
луавтоматически, после ручного введения пилотом поправок' на
изменение центровки. Например, на самолете Ту-154 центровка
оценивается по балансировочному положению РВ на предпосадоч-
ном режиме полета. Предусмотрено три дискретных значения
центровки: П — передняя, С — средняя, 3 — задняя. В соответст-
вии с этим при выпуске или уборке закрылков осуществляется
перестановка стабилизатора в фиксированные позиции (0; 1,5; 3;
5,5°) на взлете и посадке. В полете стабилизатор не переставля-
ется.

На самолете Ил-86 перестановка осуществляется в полете пу-
тем постоянного обнуления балансировочного отклонения РВ.
Если при изменении центровки приходится отклонять руль, то при
удержании его в этом положении более 2 мин загорается свето-
вой сигнал ПЕРЕСТАВЬ СТАБИЛИЗАТОР. Специальная симво-
лика на переключателе указывает на отклонение руля вверх или
вниз. Пилот удерживает переключатель до погасания светового
сигнала и ставит РВ в нейтральное положение.

Автоматы или полуавтоматы центровки упрощают пилотирова-
ние, повышают безопасность полетов, особенно на взлетно-поса-
дочных режимах, когда изменение конфигурации ВС значительно
изменяет его балансировку.

На рис. 1.74, б показано изменение градиента усилий Р*, ко-
торый определяет методику пилотирования, в зависимости от цен-
тровки при введении дискретных и непрерывных поправок.
, Для обеспечения плавного перехода от автоматического управ-
ления к ручному используют автотриммер.

При работе автоматических устройств СУ могут возникнуть
рассогласования между положением КРУ и углом отклонения ру-
ля, если в кинематике проводки предусмотрено независимое воз-
действие на руль пилота и автоматов. В СУВС прямого действия
автоматы воздействуют на рули с помощью своих силовых приво-
дов (рулевых машинок), которые воспринимают усилия от руля
л не передают их на КРУ.

, При длительном автоматическом управлении может измениться
-балансировочное положение руля за счет выгорания горючего (мо-
жет измениться центровка ВС) или за счет изменения режима по-
лета (высоты, скорости). В проводке управления появятся значи-
тельные усилия, которые при переходе на ручное управление мо-
гут вызвать рывок КРУ и энергичные угловые перемещения ВС.
Для устранения этого устанавливают устройства, воздействующие
на контур триммирования и обнуляющие усилия в проводке. Дат-
чиком автотриммера в этом случае является пружинная тяга,
которая выдает электросигнал, пропорциональный обжатию пру-
жины. Сигнал приводит в действие триммер.

Система автотриммирования не должна включаться во время
парирования случайных возмущений (автоматом или пилотом),
действующих на ВС в процессе его стабилизации, и при выводе
самолета на заданную перегрузку. Поэтому в цепь автотриммиро-
вания вводят постоянную временную задержку. В отдельных слу-
чаях релейного управления триммером такая задержка может
вызвать автоколебания ВС, вследствие этого предусматривают зо-
ну нечувствительности по управляющему сигналу (усилию обжа-
тия пружинной тяги). Таким образом, автотриммер не полностью
обнуляет усилие в проводке, а сводит его к некоторому допусти-
мому значению.

В СУВС непрямого действия усилия от руля вообще не пере-
даются как на КРУ, так и на САУ. Они замыкаются на необрати-
мых силовозбудителях, например, бустерах. Но и в этом случае
автотриммирование необходимо, иначе возникнет рассогласование
между их расчетными положениями. В таких СУВС усилия на
КРУ воспроизводятся с помощью загружателей (например, пру-
жинных), на которые пилот имеет возможность воздействовать с
помощью МЭТ для изменения или подного снятия усилий с КРУ.
Это вносит дополнительные трудности в обеспечение согласования
положений КРУ, руля и РА САУ.

Для устранения нежелательных последствий в таких системах
применяют автотриммеры, которые перемещают КРУ в позицию,
отслеживающую угловое положение руля, и обеспечивают нор.
мальный переход от ручного управления к автоматическому и об-
ратно. Датчиками такого автотриммера являются датчики переме-
щений колонки, перемещений рулей, перемещений МЭТ. Авто-
триммер путем сравнения этих электросигналов вырабатывает уп-
равляющий импульс. Перемещение КРУ осуществляется с по-
мощью электродвигателя МЭТ. На рис. 1.75 показан датчик
перемещений строенный (трехканальный) ДПС-1, отслеживающий
обжатие пружинного загружателя в канале РН самолета Ил-86.
На рис. 1.75 показаны детали датчика и загружателя: ДПС-1
поводок 2, тяга, соединяющая загружатель с ДПС, <?, шток загру-
жателя 5, втулки, передающие смещения штока на пружины за-
гружателя, 6 и 9, малая 4 и большая 7 пружины, хомуты крепле-
ния загружателя 8.

Рис. 1.75

К левому концу загружателя подходит тяга от педалей, к пра-
вому— от МЭТ, при срабатываниях которого меняется расстояние
/пз между ушками загружателя. При этом тяга 3 поворачивает
поводок 2, который воздействует на потенциометр ДПС и изменя-
ет величину подводимого к датчику напряжения пропорционально
обжатию загружателя. Аналогичным образом измеряются пере-
мещения МЭТ. О положении руля сигнализирует датчик сельсино-
вый типа ДС-10. По этим сигналам и срабатывает автотриммер.
1.5.6.	Ограничители предельных режимов полета

Ограничители предельных режимов (ОПР) предназна^
чены для предотвращения выхода ВС на режимы с крайними зна-
чениями параметров полета (адоп, /гУдоп, /Итахлоп, 1/тах, Ит1п,
и др.), допускаемыми в исключительных условиях эксплуа-
тации, возникших вследствие неблагоприятных воздействий внеш-
ней среды или действий экипажа. Если своевременно не приоста-
новить развитие таких режимов, то они могут перейти в стадию
предельно допустимых или даже критических режимов полета.

Предельно допустимые режимы характеризуются усложнением
условий пилотирования вследствие некоторого ухудшения харак-
теристик устойчивости и управляемости ВС и требуют от экипажа
своевременных и правильных действий для выведения ВС из это-
го режима.

Критические режимы характеризуются значительным услож-
нением условий пилотирования вследствие резкого ухудшения ха-
рактеристик устойчивости и управляемости и могут привести к
аварийной ситуации, при которой возможны сваливание ВС, попа-
дание его в штопор, отказы пилотажного оборудования и т. д. Вы-
ведение ВС из этих режимов требует от экипажа высокого про-
фессионального мастерства.

Для предупреждения возникновения угрозы безопасности поле-
та параметры предельных режимов выбираются с определенным
запасом относительно соответствующих критических режимов с
тем, чтобы экипаж со стандартной выучкой имел резерв времени
и мог вывести ВС на режимы нормальной эксплуатации.

Автоматы и системы^ ОПР отслеживают текущие значения выб-
ранных параметров полета и при достижении ими предельных
значений выполняют комплекс мероприятий предупредительного
и информационного характера.

К предупредительным мероприятиям относят установку огра-
ничителей отклонения рулей и КРУ, специальных загружателей
КРУ, которые при их опасных отклонениях скачком увеличивают
усилия от 650 до 850 Н («стенка» в канале РН, «торсион» в ка-
нале РВ),( установку легких силовозбудителей, отталкивающих
штурвальную колонку в сторону уменьшения угла атаки при при-
ближении к предельным режимам, и ряд других устройств.

К информационным! мероприятиям относят установку различ-
ных сигнализаторов (светового, звукового, тактильного), извеща-
ющих пилота о приближении параметров полета к их предельным
значениям.

В случае срабатывания этих устройств) образуется замкнутый
контур полуавтоматического управления «ВС — ОПР — пилот —
ВС».
При появлении информации о достижении предельных режи
мов задача пилота сводится к тому, чтобы путем своевременного
вмешательства в управление не допустить перехода возникших
усложненных условий полета в аварийные.

Среди ОПР имеются сигнализаторы предельных скоростей
(максимальной и минимальной), предельного числа М, предельно,
го крена, предельного курса, опасной высоты, предельной глисса-
ды, которые заранее подают световые и звуковые предупреждения
‘пилоту. Например, автомат углов атаки и сигнализации перегруз-
ки (АУАСП) извещает (световые табло и сирена) пилота о приб-
лижении к предельным значениям допускаемого угла атаки а, )ц
и перегрузки /?удоп, а текущие значения показывает специальный
прибор УАП. Левая стрелка прибора показывает текущие значе-
ния углов атаки, правая — перегрузок (рис. 1. 76, а). Каждая
шкала имеет вверху запретительный сектор красного цвета. Когда
стрелка пересекает этот сектор, появляется соответствующая сиг-
нализация. Табло сигнализации, расположенной под прибором
УАП, показано на рис. 1.76.

Левый запретительный сектор раздвижной. При выпуске зак-
рылков он расширяется, ад0„ уменьшается, так как в этом случае
критические углы будут достигнуты раньше.

Сектор раздвигается по
Датчики автомата АУАСП — «флюгарка», измеряющая углы
атаки, и акселерометр, измеряющий перегрузки, — сопрягаются
с датчиками углового положения закрылков, а блоки автомата об-
рабатывают эту информацию и подают соответствующие сигналы
в виде электрических напряжений, которые преобразуются в пе-
ремещения стрелок прибора УАП.

Закон управления АУАСП по углу атаки а формируется на
основе графика Су(а; 63) и скорости изменения этого угла а. На
рис. 1. 76, б показано изменение резерва времени т, имеющегося
у пилота после появления сигнала ОПР до достижения предель-
ных значений аДОп • В соответствии с этим в АУАСП задают не
только абсолютный запас (адоп ~ аопр), но и вносят временную

поправку п и Т2, а также связывают их с положением закрыл-
ков.

В АУАСП могут быть предусмотрены также и резервные кон-
туры воздействия на РВ, если пилот не среагирует на сигналы
ОПР. В этом случае используются кинематические устройства,
воздействующие на штурвальную колонку. На взлетно-посадочных
режимах при быстром взятии штурвальной колонки на себя (на
минимальных скоростях полета) появляется тряска, которую уби-
рают подключением вибраторов. На крейсерских режимах при
приближении ВС к Мдоп обеспечивается отдача колонки от себя
для предупреждения возможности выхода на /гУдоп  График изме-
нения осДО|1 в этом случае показан на рис. 1.76, в.

Важное место среди ОПР занимает система сигнализации ско-
рости опасного сближения (ССОС) с землей. Она вырабатывает
световую (табло ОПАСНО ЗЕМЛЯ) и звуковую (сирена) сигна-
лизацию, когда вертикальная скорость снижения ВС Уу становит-
ся опасной по резерву времени до столкновения с землей. Этот ре-
зерв зависит не только от Гу, но и от высоты Н, а также от релье-
фа местности. Например, над холмистым рельефом эта опасность

возрастает.

С учетом этого в систему
ССОС закладывается програм-
ма срабатывания сигналов
ОПР. На рис. 1.77 штрихами
показаны недопустимые зна-
чения Уу. Автомат срабатыва-
ет в следующих случаях:

— на взлете после уборки
шасси, если в диапазоне высот
50—200 м скорость вертикаль-
ного снижения достигнет
Иу>1,6 м/с;
—	при снижении с убранными шасси до высоты 250 м и
менее;

—	при снижении в диапазоне истинных высот от 600 до 50 м
со скоростью Уу> превышающей опасные значения.

В автомате могут использоваться резервные контуры воздей-
ствия на РВ для перевода ВС в плавный набор высоты, если пи-
лот не среагирует на сигнал ОПР.

1.5.7. Автоматы, выполняющие комплексные функции
'	'	*	Г	'

Частичная автоматизация СУВС применяется на относительно
небольших самолетах местных воздушных линий и ближних ма-
гистральных самолетах. На современных средних и дальних ма-
гистральных самолетах СУВС автоматизируются по многим функ-
циям. В связи с возрастанием требований к безопасности полета
степень автоматизации СУВС становится все более полной и ох-
ватывает все этапы полета. Автоматические устройства начинают
дублировать некоторые функции друг друга, используют идентич-
ные датчики и подсистемы, поэтому возникает необходимость соз-
дания систем автоматического управления, решающих комплекс-
ные задачи обеспечения! как ручного, так и автоматического уп-
равления полетом.

На рис. 1. 78 изображена функциональная схема канала кур-
са комплексного автомата СУВС самолета Ту-154 АБСУ-154-2.

СП-1Г
Он может взять на себя управление после взлета и набора 400 м
высоты и вернуть его при окончании полета по заданной програм-
ме после завершения захода на посадку с высоты 30 м при мини-
мальной дальности видимости до торца взлетно-посадочной поло-
сы в 400 м.

АБСУ-154-2 состоит из САУ-154-2, СТУ-154, автомата тяги
АТ-4-2М и СВК. АБСУ предназначена для улучшения характери-
стик устойчивости и управляемости при ручном пилотировании,
автоматической стабилизации углового положения ВС относи-
тельно его центральных осей, стабилизации барометрической вы-
соты, приборной скорости и числа М, управления по крену и тан-
гажу, автоматического бокового управления при полете по сигна-
лам радиомаяков и навигационно-вычислительных устройств, ав-
томатического захода на посадку и ухода на второй круг, индикации
основных пилотажно-навигационных параметров и предупреди-
тельно-командных сигналов. Автомат тяги осуществляет управ-
ление скоростью полета на маршруте, при посадке и уходе на
второй круг.

АБСУ имеет массу 250 кг, работает в диапазоне скоростей
полета до 950 км/ч и до высот 15 км, потребляет постоянный ток
27 В до 680 Вт, переменный 36 В—330 ВА, 115 В—23 В А и
200 В—400 ВА. Время готовности после включения электропита-
ния составляет не более 5 мин.

АБСУ имеет комплекс своих датчиков и сопрягается с блока-
ми другого оборудования ВС. К собственным датчикам относятся
датчики перемещений элементов СУВС, датчики сельсинные угло-
вых перемещений рулей и закрылков, гироскопы, фиксирующие
углы поворота ВС вокруг его центра масс. К сопрягаемым блокам
относятся система воздушных сигналов, которая выдает текущие
значения Н, V, М и Уп0, точная курсовая система, которая выда-
ет текущее значение курса Т, доплеровский измеритель скорости
и угла сноса, который выполняет радиолокационные измерения
этих параметров, радиовысотомеры. Эти блоки работают с АБСУ
и навигационно-вычислительным устройством, которое ведет счи-
сление пути, формирует управляющие сигналы и через АБСУ ре-
ализует траекторное управление полетом.

На рис. 1.78 показаны три идентичных дублирующих ДРУГ
друга канала, поэтому детализирована только средняя «строчка».
За работой каналов и их блоков отслеживает СВК и переключа-
ет отказавшие устройства на резервные. Двойными линиями пока-
заны механические связи РА между собой и далее через диффе-
ренциальную качалку с РП, который управляет РН.

Рассмотрим функциональные связи элементов автомата. Блок
демпфирующих гироскопов БДГ-26 выдает электрические сигна-
лы, пропорциональные угловой скорости колебаний ВС вокруг
вертикальной оси. Кворум-элемент (КЭ) пропускает среднеариф-
метическое значение этих сигналов. Сюда же через блок связи с
навигационным комплексом БНС-7 может поступать сигнал СТУ
на управление по курсу при отключенном режиме стабилцзации.
Далее сигнал от КЭ поступает на фильтр Ф, который в режиме
стабилизации не пропускает в демпфер курса сигналы управления.
В режиме автоматического управления сигнал от автопилота по-
ступает на его блок БАП-6 и далее на элемент С (сумматор сиг-
налов управления и сигналов ОС), минуя фильтр. Переключение
режимов управления и стабилизации осуществляет реле Р1. Да-
лее сигнал управления или стабилизации через усилитель УПТ
поступает на преобразователь сигналов (ПС) РА-56В1. Причем
ПС вырабатывает на РА сигнал, пропорциональный чем и
обусловливается скорость механического перемещения штоков РА.
Эти перемещения объединяются на общей качалке и далее воз-
действуют через РП-56 на РН, с помощью которого демпфируют-
ся колебания ВС в режиме стабилизации или изменяется направ-
ление полета в режиме автоматического управления по курсу.

Перемещения штока РА через датчик ОС — блок ДОС — пе-
редаются в виде электрического сигнала на сумматор-блок. Если
управляющий сигнал и сигнал ОС обнуляют друг друга, то пере-
мещение штока РА прекращается, команда прошла и была от-
слежена СП-1Г, куда входит РА-56В1.

Аналогичные системы автоматического управления устанав-
ливаются и на других самолетах: на Як-42 — САУ-42, на Ил-86 —
САУП-86. Причем САУП-86 обеспечивает более высокую автома-
тизацию СУВС и более высокий уровень безопасности полетов.
В частности, если САУ-42 обслуживается двумя, АБСУ-154 тре-
мя независимыми гидросистемами, то САУП-86 обслуживается
уже четырьмя гидросистемами. В нем имеется автомат переста-
новки стабилизатора, обеспечивающий балансировку самолета от
автопилота при углах отклонения РВ не более 2°. Автомат трим-
мирования постоянно снимает усилия с КРУ. Система управляе-
мости изменяет передаточные отношения к рулям так, чтобы рас-
ход КРУ был примерно постоянен на всем диапазоне скоростей
полета и эксплуатационных центровок самолета.

Литература: [1] -[“]•

Методические указания

При изучении СУВС целесообразно особое внимание обратить
на НЛГС-3 или ЕНЛГС. При рассмотрении структурных схем
важно акцентировать внимание на замкнутом характере контура
управления, методах реализации обратной связи, обеспёчиваю-
Тцей следящий характер контура управления.

При изучении систем прямого управления ВС необходимо .оз-
накомиться с конструкцией какого-либо серийного ВС, без бу-
стерного управления, запомнить порядок величины наиболее важ-
ных параметров СУ. Принципы расчета элементов СУ на проч-
ность полезно рассматривать с позиций выявления наиболее на-
груженных участков, чтобы уделять им повышенное внимание при
осмотрах реальных конструкций.	' 1

При изучении непрямых СУВС необходимо уяснить причицц
их возникновения. Важно знать, какие особенности... привносят
силовозбудители в. характеристики СУ. Следует обратить .внима-
ние на характеристики силовозбудителей, оказывающих домини-
рующее влияние на СУВС, формирование следящего приводе^
виды-используемых ОС и возможности их- реализации/-в гконст-
рукции.	’ ' '	' 

Важно хорошо знать характер протекания аэродинамических
зависимостей, определяющих усилия, действующие на К.РУ: и уг-
лы отклонения рулей при балансировке и маневре.	" / "	'

При изучении АСУ ВС рекомендуется повторить работу., коле-
бательного, асимптотического, интегрирующего и. дифференцирую-,
щего звеньев систем автоматического регулирования ВС,., принци-
пы работы датчиков различных автоматов, уяснить способы пре-
образования измеряемых параметров полета в электрические сиг-
налы. Для понимания режимов работы АСУ необходимо ясно
представлять структурные схемы сопряжения автоматов с СУВС.

Вопросы для самоконтроля

1.	Что означает термин «управление самолетом?»

2.	Как используют правило знаков применительно к углам отклонения КРУ,
рулей, возмущающих сил и моментов, действующих на самолет?

3.	Изобразите принципиальную структурную схему СУВС во всех каналах
основного управления.

4.	Сформулируйте требования к усилиям, перемещениям КРУ и к их гради-
ентам по перегрузке.

5.	Какие перемещения КРУ и усилия, действующие на них, считают опти-
мальными?

6.	На каких самолетах применены системы прямого управления?

7.	Какие КРУ и в каком направлении отклоняются при выполнении право-
го виража?

8.	Что такое коэффициент передачи, как его определять для реальной кон-
струкции?

9.	В чем физическая сущность продольной колебательности проводки управ-
ления? К каким последствиям она может привести?
10.	Перечислите конструктивные меры борьбы с поперечной колебательно-
стью проводки управления.

11.	Изобразите схему ГУ СУВС, поясните отслеживание дозированного сиг-
нала управления.

12.	Запишите выражения для коэффициентов усиления и ОС ГУ.

13.	Что такое частота срезки и полоса пропускания ГУ?

14.	Сформулируйте принципы подбора ГУ.

15.	Перечислите мероприятия по повышению надежности СУВС.

16.	Перечислите основные агрегаты контуров управления серийных ВС и опи-
шите их функции.

17.	Изобразите характеристику пружинного загружателя с одной и двумя
пружинами.

18.	Как выглядит график усилий на штурвальной колонке в продольном
*и поперечном каналах управления изучаемого вами самолета?

•19. Что такое МЭТ? Как он управляется? Как контролируется его работа?
Как изменяется график усилий при его работе?

20.	Сформулируйте требования к автоматическим устройствам, предназна-
ченным для улучшения устойчивости и управляемости.

21.	Какие задачи решают СУУ. СУС и СТУ?

22.	Назовите мероприятия, направленные на поддержание безопасности по-
лета при отказе автоматов.

23.	Можно ли исключить пилота из СУВС?

24.	Перечислите автоматы, применяемые в системе управления, их назначе-
ние, принципы работы.

25.	Какие задачи выполняют ОПР?
Глава 2. СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
И РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА
В ГЕРМОКАБИНЕ САМОЛЕТА

С подъемом на высоту компенсаторные механизмы человека-
не восполняют кислородный дефицит окружающей среды. Восста-
новление кислородного дефицита осуществляется добавлением к
вдыхаемому воздуху недостающего кислорода из кислородного
прибора и созданием в гермокабине самолета повышенного дав-
ления воздуха, обеспечивающего необходимое парциальное дав-
ление кислорода во вдыхаемой воздушной смеси.

Система кондиционирования и регулирования давления воз-
духа в гермокабине предназначена для обеспечения нормальных
условий жизнедеятельности экипажа и пассажиров на земле и при
полете самолета. Важнейшими элементами системы кондициони-
рования и регулирования давления воздуха являются источники
наддува, элементы охлаждения и регулирования воздуха, распре-
деление кабинного /воздуха, регулирование давления, поддержи-
вающее перепад давления воздуха в гермокабине по заданной
программе.

Под гермокабиной понимают наддуваемый объем фюзеляжа
самолета, в котором поддерживается избыточное давление, повы-
шенное по отношению к внешней атмосфере и регулируемое по
определенной программе. Все современные пассажирские са-
молеты гражданской авиации имеют гермокабины венти-
ляционного типа, где повышенное барометрическое давле-
ние создается за счет разницы между количеством нагнетаемого
в них воздуха от компрессоров двигателей н количеством возду-
ха, выпускаемого в атмосферу. Основным источником обогрева
гермокабины является тепло, которое образуется при сжатии за-
борного воздуха в компрессорах двигателей до температуры
200—300°С.

Тепловое состояние оборудования или людей, находящихся в
гермокабине, определяется одновременным воздействием форм
теплообмена с окружающей средой: конвекцией, излучением, теп-
лопроводностью и массообменом.

Поддержание заданных параметров воздуха в гермокабине
можно обеспечить необходимой его подачей с требуемым расхо-
дом и определенной температурой.
2.1.	Влияние параметров атмосферы на организм человека

Высота верхней границы тропосферы составляет 8—10 км над
полярными областями, 10—12 км — над средними широтами и
Ю—17 км — над тропиками. Современные пассажирские ВС ле-
тают в верхних слоях тропосферы на высоте 10—11 км. Полет на
такой высоте снижает аэродинаЕмичёское сопротивление, что повы-
шает экономическую эффективность применения ВС за счет умень-

шения километрового расхода топлива и увеличения скорости и
безопасность полетов за счет нахождения ВС в условиях малой
турбулентности атмосферы. Однйко на такой высоте ухудшаются

условия работы ряда агрегатов систем и оборудования ВС, в ор-
ганизме человека происходят функциональные расстройства, пор-'
тится груз. Одной из наиболее сложных технических задач явля-:
ется обеспечейиё нормальных условий жизнедеятельности экипа-
жа и пассажиров при полётах в верхних слоях тропосферы.

В тропосфере давление, температура и плотность изменяются
в зависимости от географических координат места, высоты
уровнем моря, времени дня и года. Понижение давления и
пературы с подъемом на высоту обусловливает, изменение
цёнтрации воды в воздухе. По мере удаления от поверхности
ли количество влаги в атмосфере убывает, и на высоте 7 км

дух можно считать практически сухим. Сухой воздух состоит из

над
тем-
ЦОН-.
зем-
воз-

7о кислорода, 0,93% аргона, 0,03% углекисло-

го газа, 1,8-10~3% неона, 5,24-10-4% гелия, 1 • 10~4% криптона,

8«10-6% ксенона, 5-10~5% водорода, 1-10~6%
слоях до высоты 5,5 км сосредоточена половина
духа, а в первых 20 км — 94%. Состав воздуха

озона. В нижних
всей массы воз-
до этой высоты

остается постоянным.

Углекислый газ, водяные пары и озон оказывают влияние на
параметры воздуха в атмосфере. Углекислый газ частично погло-
щает тепловые излучения поверхности земли, водяные пары пог-
лощают тепловые излучения и осуществляют кругооборот воды в
атмосфере, озон задерживает ультрафиолетовую часть излучения
солнца и является токсичным для человека. Допустимая массо-
вая концентрация озона в воздухе у земли составляет 2 • 10~~4 мг/л.
В средних широтах максимум концентрации озона наблюдается
на высотах 19—21 км и составляет 2,5 • 10 ~4 мг/л.

При дыхании в легочных альвеолах происходит насыщение
крови кислородом воздуха по законам диффузии. Обратный про-
цесс (выдыхание) приводит к удалению углекислого газа в воз-
дух. Основным фактором, определяющим диффузию кислорода из
альвеолярного воздуха в кровь и углекислого газа в обратном
направлении, является соотношение парциальных давлений этих
-азов в средах, разделенных полунепроницаемой мембраной. Пар-
циальное давление кислорода /?о2 в воздухе может быть определе-
_по закону Дальтона:

I  V '

100

где Т7/; — атмосферное давление на высоте; Г — объемная доля ки-
слорода в воздухе,

С увеличением высоты падает атмосферное и парциальное дав-
ление кислорода в альвеолах. Это давление можно определить по
формуле

При уменьшении парциального давления кислорода процесс
диффузии его в кровь через -стенки альвеол затормаживается, на;,
сышение крови кислородом происходит в недостаточной степени
и наступает кислородное голодание.	. зг.

До высоты 2 км, где давление ро2 =16,6 кПа (125 мм рт. ст.),
организм человека не чувствует понижения давления, хотя и воз-1
никают некоторые нарушения (понижается острота зрения, осо-
бенно ночью). На высотах от 2 до 4 км насыщение крови кисло-
родом снижается, усиливается деятельность сердца и легких. Ор-
ганизм рефлекторно компенсирует недостаток кислорода учащен-
ным дыханием и увеличением его глубины. Явление кислородного
голодания выражено слабо. На высоте 8 км возникают смертель-
но опасные явления.

Нормальная жизнедеятельность человека может быть обеспе-
чена поддержанием парциального давления кислорода во вдыха-
емом воздухе па уровне рс2 = 22,2—16,- к а (159—125 мм рт. ст.).
Минимальным парциальным давлением кислорода в альвеолах
легких, при котором кровь еще насыщается на 80—85 %, является
давление, равное 6—6,7 кПа (45—50 мм рт. ст.). Такое парциаль-
ное давление соответствует высоте 4,5 км при дыхании атмосфер-
ным воздухом.

Понижение давления воздуха помимо кислородного голодания
вызывает процессы дисбаризма в организме человека, которые
проявляются в нескольких формах.

При высотном метеоризме, связанном с расширением газов и
возникновением избыточного давления в желудочно-кишечном
тракте, появляются болевые ощущения в ушах, лобовых и гаймо-
ровых полостях.
Аэроэмболизм, или декомпрессионная болезнь, проявляется в
виде суставных и мышечных болей при подъеме на высоту 8—.
13 км. Боли вызываются выделением азота, растворенного в тка-
нях, когда понижается давление воздуха. В нормальных земных
условиях кровь и ткани человека содержат 1—1,5 л растворенно-
го азота. При медленном снижении давления воздуха парциаль-
ное давление азота, растворенного в организме, находится в рав-
новесии с парциальным давлением атмосферного азота, который
выделяется путем диффузии без болевых ощущений. Резкое по-
нижение давления воздуха приводит к возникновению больших
градиентов давления, и азот выделяется в виде пузырьков из кро-
ви и ткани. Движение пузырьков сквозь ткани оказывает механи-
ческое воздействие, раздражающее нервные окончания и кровенос-
ные сосуды. До высоты 7 км боли не проявляются. Быстрое по-
нижение давления воздуха переносится человеком хуже, чем по-
вышение.

Высотная эмфизема тканей связана с возникновением паро-
образования жидких и полужидких сред на высоте более 19,2 км.
На этой высоте вода закипает при температуре человеческого те-
ла 37°С. Человеческий организм содержит около 70% воды, поэ-
тому на высотах более 19,2 км происходит интенсивное выделение
водяного пара из тканей организма. Пузырьки пара скапливаются
под кожей и оттягивают ее от мышц.

Затяжной кашель появляется на больших высотах вследствие
того, что при пониженном давлении резко выдыхаемый с большой
скоростью воздух не обладает достаточным скоростным напором,
необходимым для удаления раздражающих дыхательные пути ве-
ществ (слизь, твердые частицы).

В процессе жизнедеятельности человеческий организм расхо-
дует энергию, которая выделяется в виде тепла. Интенсивность
протекания процессов теплообмена зависит от температуры, влаж-
ности, скорости движения воздуха, вида одежды, позы человека.
Для оценки одновременного влияния на человека температуры,
влажности и скорости движения воздуха введена эквивалентно-
эффективная температура, определяющая одинаковый отвод теп-
ла от тела человека. Биохимические процессы протекают при тем-
пературе человеческого организма около 37°С. Если окружающая
среда имеет такую температуру, при которой количество тепла,
вырабатываемое организмом, находится в равновесии с количест-
вом тепла, отбираемым средой, то среда и температура являются
комфортными.

При относительной влажности воздуха 40—60%, скорости его
движения до 0,5 м/с для обеспечения комфортных условий темпе-
ратура окружающей среды должна составлять 20—22°С летом и
• до 24°С зимой. В условиях комфорта температура не вызывает
беспокоящих человека тепловых ощущений — перегрева или пере-
охлаждения. Отклонение температуры от комфортных значений
вызывает у человека неприятные ощущения. Если температура
понижается, то появляется озноб, окоченелость, потеря чувстви-
тельности кожи, при снижении температуры тела до 22—25°С на-
ступает смерть. Повышение температуры окружающей среды до
25—27°С снижает работоспособность и быстроту реакции челове-
ка. Дальнейшее повышение температуры приводит к потоотделе-

нию и перегреву.

2.2.	Реализация требований норм летной годности

Системы кондиционирования и регулирования давления возду-
ха обеспечивают гигиенические условия летного труда и комфорт-

ность пассажирских салонов, поэтому должны соответствовать
требованиям норм расхода воздуха, давления и скорости его из-
менения, температуры, влажности,. газовому составу, скорости
движения воздуха в кабине как на земле, так и на всех этапах

и режимах полета.

Воздух на выходе из системы и в кабине самолета должен от-
вечать санитарно-гигиеническим требованиям. Массовая концен-
трация окиси углерода не должна превышать 20 мг/м3, окислов
азота — 5 мг/м3, паров топлива (в пересчете на углерод) —
300 мг/м3, ароматических углеводородов — 5 мг/м3, паров и аэро-
золей синтетических смазочных масел — 2 мг/м3, паров и аэрозо-
лей минеральных смазочных масел — 5 мг/м3, фотоорганических
соединений —0,5 мг/м3, альдегидов —0,6 мг/м3. Доминирующим при
определении требуемой подачи свежего воздуха является допус-
тимая концентрация углекислого газа СО2, выделяемого при ды-
хании. При увеличении СО2 в крови происходит возбуждение ды-
хательного центра, изменяется частота и глубина дыхания. Для
длительного пребывания человека в замкнутом помещении допус-
тимая объемная доля СО2 не должна превышать 0,1—0,125%.
При повышении объемной доли СО2 до 2% появляются головная
боль и одышка.

Данные о подаче воздуха на одного пассажира и концентрации
СО2 в гермокабинах пассажирских самолетов приведены в
табл. 2.1.

Подача воздуха в гермокабину на одного пассажира должна
составлять не менее 24 кг/ч. Расход воздуха, определенный из ус-
ловия обеспечения температурного режима в гермокабине, нес-
колько выше минимально допустимого, обеспечивающего допусти-
мую долю СО2.
Таблица 2.1

Тип самолета	Ил-62	Ил-86	Ту-134	Ту-154	Ан-24	Як-40	Як-42
Подача воз- духа па одного пас- сажира, кг/ч	35—37	40	27—30	25—34	24	28—33	37,5

Объемная
доля СО2, %

Средневзвешенная массовая концентрация озона в воздушной
среде кабины на высотах свыше 7000 м с продолжительностью
полета до 3 ч, включая время набора высоты и снижение, не
должна превышать 0,2 мг/м;. При продолжительности полета
свыше 3 ч средневзвешенная массовая концентрация озона в воз-
душной среде кабины не должна превышать 0,1 мг/м3 за все вре-
мя полета.

В тропосферу озон проникает из стратосферы в результате ди-
намических и циркуляционных процессов. Его массовая концент-
рация на этих высотах будет непостоянной. В реальных условиях
тропопауза по высоте в средних и северных широтах может изме-
няться от 6,5 до 12 км. Поэтому высокие массовые концентрации
озона по сравнению с экваториальными обнаруживаются в север-
ных и полярных широтах весной и летом, а осенью и зимой они
резко падают.

Исследования воздуха в гермокабине, проведенные В. В. Осеч-
киным [1] при полетах на самолетах Ил-18 (высоты 7—8 км) и
Ил-62 (высоты 10—11 км) по северным трассам, показали, что ат-
мосферный озон может проникать в кабину с компрессированным
воздухом в концентрациях, в 3—5 раз превышающих предельно
допустимые значения. Озон в воздухе гермокабины присутствовал
во время полета периодически, где тропопауза располагалась ни-
же высоты полета самолета. Возможность проникновения атмос-
ферного озона в гермокабины пассажирских самолетов подтвер-
дили исследования полетов самолетов «Боинг-707» и «Коме-
та» в трансатлантических рейсах на высоте 12 км, где также был
обнаружен озон в концентрациях, превышающих предельно допус-
тимые нормы.

Озон является нестойким химическим соединением и легко
разрушается под действием температуры в несколько сотен гра-
дусов. Температурные условия в компрессорах двигателей (250—
300°С) самолетов Ил-18 и Ил-62 являются недостаточными для
полного разрушения озона, что и обусловливает его присутствие
9 в воздухе кабины.

На высотах крейсерских полетов самолетов Ту-144 и «Кон-
корд» концентрация озона не превышала допустимого уровня
0,1 мг/м3. Температура в компрессорах двигателей сверхзвуковых
самолетов достигает 500°С, поэтому предполагается, что основная
масса озона разрушается.

При попадании в полосу озона самолетов с дозвуковой скоро-
стью полета нужно изменить высоту и сообщить наземным служ-
бам о местонахождении этой полосы. Повышенное содержание
озона в воздухе снижает зрительные ощущения и вызывает го-
ловные боли. Если обстановка на трассе не позволяет в течение
3 ч снизиться, то пилотам рекомендуется для повышения остроты
зрения до начала снижения подышать чистым кислородом, осо-
* бенно, если посадка будет осуществляться в темное время суток.
Пассажирам рекомендуется вдыхать воздух через полотенце, смо-
ченное теплой водой.

Когда в воздухе кабины присутствуют два или несколько ве-
ществ однонаправленного биологического действия, сумма отно-
шений фактических концентраций каждого из них по их предель-
но допустимым значениям не должна превышать единицы.

Наддув кабины должен осуществляться не менее чем от двух
источников сжатого воздуха. Система должна состоять не менее
чем из двух независимых подсистем. В случае выхода из строя
одной из подсистем или прекращения подачи воздуха от 50% ис-
точников питания температура в гермокабине не должна падать
ниже 5°С и должна обеспечиваться подача воздуха ко всем пот-
ребителям. При этом подача воздуха на каждого пассажира долж-
| на быть не менее 12 кг/ч, члена экипажа — 24 кг/ч.

На всех этапах полета в кабине самолета должна поддержи-
ваться температура воздуха, равная 17—25СС. Такая температура
должна достигаться не позднее, чем через 20 мин после взлета
при условии наземной подготовки. Изменение температуры возду-
ха в кабине экипажа не должно изменять параметры воздуха в
пассажирской кабине. Система подачи воздуха должна обспечи-
вать разницу температур в кабинах не более 3°С. На земле при
пониженных температурах наружного воздуха система кондици-
онирования должна поддерживать температуру воздуха в кабине
не ниже 10°С. Если температура наружного воздуха выше 33°С,
то необходимо снизить температуру воздуха в кабине на 8С’С по
сравнению с наружной.

Температура отдельных поверхностей интерьера, до которых
могут дотронуться пассажиры и члены экипажа, не должна пре-
вышать 50°С или быть ниже 5°С. Температура воздуха, подавае-

127


мого на обогрев кабины, при выходе из раздаточных устройств не
должна превышать 100°С (рекомендуемое значение 80°С). В си-
стеме должны быть предусмотрены устройства, исключающие по-
дачу более горячего воздуха.

Агрегаты и трубопроводы должны быть размещены таким об-
разом, чтобы при их разрушении воздействие воздуха, температу-
ра которого более 200°С, на элементы конструкции не приводило
к более сложной ситуации.

Система должна иметь запорные устройства включения и от-
ключения подачи воздуха от источников давления. Время отклю-
чения не должно превышать 10 с.

Степень насыщенности воздушной среды водяными парами
имеет большое значение для теплообмена человека с внешней
средой и формирования его теплоощущений. Снижение влажности
не должно оказывать вредного воздействия на экипаж.

Высокая влажность при высокой температуре вызывает на-
копление избыточного тепла в организме, что может привести к
тепловому удару. Низкое содержание влаги в воздухе обусловли-
вает повышенную влагоотдачу организма, что может привести к
сильному высыханию слизистых оболочек. С подъемом самолета
на высоту влага из атмосферы в гермокабину с воздухом не по-
ступает и естественным генератором водяных паров являются лю-
ди, выделяющие в гермокабину дыханием и испарением около
80 г влаги в 1 ч каждый.

Относительная влажность в гермокабине зависит от высоты и
продолжительности полета. В гермокабине самолета Ил-62 при
семичасовом полете на высоте 10 км и наличии на борту 180 пас-
сажиров относительная влажность составляет 12—15%, в гермо-
кабине самолета Як-40 на высоте 5 км через 1,5—2 ч относитель-
ная влажность воздуха достигает 27—30%.

Сухость слизистых оболочек носа, глотки и глаз наблюдается
при относительной влажности ниже 40%, однако такая влажность
не вызывает неприятных симптомов, которые обнаруживаются
при снижении ее до 20—22%.

Комфортной считается относительная влажность, находящаяся
б пределах 40—60%, предельно допустимой — не ниже 15%.

Конструкция тепло-, звукоизоляции должна выполняться та-
ким образом, чтобы максимально сократить скапливание в ней
влаги и предотвратить накапливание влаги в фюзеляже.

Система автоматического регулирования давления в гермокаби-
не должна обеспечивать определенные максимальные положитель-
ные и отрицательные перепады давления, максимальный рабочий
перепад давления и максимальную высоту полета.
Минимальное общее барометрическое давление в гермокабине
должно обеспечивать парциальное давление кислорода во вдыха-
емом воздухе равным 15,7 кПа (118 мм рт. ст.). Это парциальное
давление кислорода соответствует общему барометрическому дав-
лению в гермокабине, равному 75,6 кПа (567 мм рт. ст.). Такое
давление допускает в воздушной среде гермокабины некоторую
степень дефицита кислорода, которая сглаживается компенсатор-
ными способностями здорового человека и человека с незначи-
тельным отклонением в состоянии здоровья. Поэтому барометри-
ческая высота в гермокабине не должна быть более 2,4 км во
всем диапазоне высот полета.

Для каждого типа самолета устанавливается определенный
перепад между давлением в гермокабине и давлением в окружа-
ющей атмосфере в зависимости от высоты полета, на которой рас-
считываются прочностные характеристики кабины. В диапазоне
высот, где перепад давления не достигает установленного уровня,
в гермокабине сохраняется неизменное барометрическое давление,
практически равное наземному на месте взлета. При достижении
определенной высоты, на которой перепад давления достигает за-
данного уровня, барометрическое давление в гермокабине будет
снижаться с дальнейшим увеличением высоты полета и достигнет
значения 75,6 кПа (567 мм рт. ст.) на предельной высоте полета.
Высота в гермокабине будет равна 2,4 км.

В случае отказа системы кондиционирования или при неис-
правностях системы регулирования давления должна обеспечи-
ваться высота в гермокабине не более 3 км после любого умерен-
ного отказа и не превышать 4,5 км после любого маловероятного
отказа. При этом должно быть возможно уменьшение высоты в
кабине до 2,4 км на оставшуюся часть полета или обеспечение
кислородным питанием до завершения полета.

Возможности компенсации недостатка кислорода в окружаю-
щей среде ограничены парциальным давлением, равным 13,3 кПа
(100 мм рт. ст.), что соответствует высоте полета около 4 км.

Важное значение для комфортных условий полета имеет ско-
рость изменения барометрического давления в гермокабине, кото-
рая на всех режимах набора высоты и снижения должна быть не
выше 24 Па/с (0,18 мм рт. ст./с). Это ограничение определено спо-
собностью человеческого организма выравнивать давление во вну-
тренней полости среднего уха с давлением окружающей среды.
Если перепад давления изменяется от пониженного к повышенно-
му, то неприятные ощущения начинают проявляться при скорости
изменения давления, равной 160—210 Па/с (1,2—1,6 мм рт. ст./с).
Амплитуда колебаний давления 2,4—2,7 кПа (18—20 мм рт. ст.)
при скорости изменения давления 0,9—1,07 кПа/с (7—8 мм
рт. ст./с) вызывает неприятные ощущения в области ушей и го-
ловные боли. Поэтому допустимая скорость повышения давления
составляет не более 0,67 кПа/с (5 мм рт. ст./с), скорость пониже-
ния давления—1,33 кПа/с (10 мм рт. ст./с). Скорость движения
воздуха в гермокабине, воспринимаемая человеком как обдув, не
должна превышать 0,4 м/с.

Система должна автоматически ограничивать максимальный
положительный перепад давления при максимальной подаче воз-
духа в гермокабину и максимальный обратный перепад давления
при отсутствии подачи воздуха. В особых ситуациях система дол-
жна обеспечивать экипажу возможность снижения перепада дав-
ления до величины, при которой можно открыть входные двери,
люки и форточки. Кроме того, должна быть предусмотрена защи-
та от непреднамеренной разгерметизации и предотвращения по-
падания воды в гермокабину через выпускные клапаны, если они
расположены ниже ватерлинии, при вынужденной посадке на воду.
Система должна иметь сигнализацию, предупреждающую эки-
паж о приближении эксплуатационных ограничений.

/ч /IX л	,	/

2.3.	Принципы построения систем кондиционирования
и регулирования давления воздуха в гермокабине

Система кондиционирования и регулирования давления возду-
ха обеспечивает обогрев, вентиляцию и охлаждение кабины эки-
пажа и пассажирских салонов на земле и в полете, автоматическое
регулирование давления воздуха в гермокабине по заданной про-
грамме, автоматическую защиту от перенаддува, обратного пере-
пада давления и разгерметизации кабины, принудительную раз-
герметизацию, обогрев и охлаждение оборудования, запуск двига-
телей воздушным стартером.

Система кондиционирования воздуха состоит из узлов отбора
воздуха, регулирования расхода, охлаждения и регулирования
температуры, распределения воздуха по кабинам и пассажирским
•салонам и дополнительных устройств. Несмотря на общее сходст-
во узлов системы кондиционирования различных типов самолетов
отличаются принципиальными схемами. На одних типах самоле-
тов кабины экипажа и пассажирские салоны обслуживаются от-
дельно от своих подсистем, на других — воздух поступает в об-
щий коллектор, от которого распределяется по потребителям.

Структурная схема системы кондиционирования одного из ти-
пов самолета, показанная на рис. 2.1, состоит из трех неза-
висимых подсистем, обслуживающих кабину экипажа и индиви-
дуальную вентиляцию, переднюю и заднюю зоны пассажирско-
го салона. Для каждой подсистемы воздух отбирается от своего
1

г

<

}Магист.. т-
рш аноиС'И -
^дуальной
1вентшши

Дкуыьмммйммде»*' п—нлгг-,Сц-1И~1П

система Лаиины <штжа кстартеру среднего
и индивидуальной вентиляции —

_ На обогрев мае-
лоагрегатовВС^

1

I

• 1 НН,—       —" .-у.,..	"

Подсистема задней, зоны салона

। Л’Св 1^11

\нондициони- [Подсистема передней зоны салона х старте рулевого

О

И—ЮТ —II— 11

К стартеру

правого двига-
теля /
/а

Д-35

Левый

1













Рис. 2.1

двигателя и проходит узлы отбора воздуха1 4, регулирования рас-
хода 3, охлаждения и регулирования температуры 2, распределе-
ния воздуха 1. Каждая подсистема подает воздух в соответствую-
щую зону гермокабины, поддерживает в ней заданную темпера-
туру автоматически или вручную. При отказе узла регулирования
температуры одной из подсистем подача воздуха в эту подсисте-
му автоматически прекращается. Кольцующая заслонка другой
подсистемы обеспечивает подачу воздуха в обе зоны.

На земле система работает от вспомогательной силовой уста-
новки или наземного кондиционера.

Принципиальная схема системы кондиционирования с незави-
симыми подсистемами показана на рис. 2.2.

При работе двигателей ниже малого газа отбор воздуха осу-
ществляется от седьмой ступени компрессора двигателя 19. Элект-
роклапан 18 открывается и пропускает воздух на пневмозаслонку
17, после открытия которой воздух поступает в регулятор избы-
точного давления 16. Если перепад давления больше расчетного,
то сигнализатор давления 20 обесточит электроклапан 18 по сиг-
налам КВ закрытого положения заслонки 15. Давлением от седь-
мой ступени компрессора обратный клапан перекрывает подачу
воздуха от четвертой ступени компрессора 40.

На режиме работы двигателя выше малого газа пневмозаслон-
' > ка 1? закрывается, и отбор воздуха происходит от четвертой сту-
пени компрессора высокого давления двигателя 39.

В случае повышения давления в магистрали отбора воздуха
выше допустимого по сигналу сигнализатора давления 88 проис-
ходит аварийное отключение отбора воздуха от двигателя и под-
системы путем автоматического закрытия регулятора 16 и заслон-
ки 17 по давлению. Загорается сигнальная лампа ВЕЛИКО ДАВ-
ЛЕНИЕ ОТБОРА 65. После закрытия заслонки 15 горит сигналь-
ная лампа ПОДАЧА ОТКЛЮЧЕНА 64. Обратные клапаны пре-
дотвращают утечку воздуха из магистрали отбора в компрессор
неработающего двигателя. Регулятор избыточного давления 16
поддерживает на выходе из него заданное давление в магистрали.

Магистрали отбора объединены трубопроводом кольцевания в
। единую систему с двумя запорными кранами 37, которые при нор-
мальной работе закрыты. Краны открываются автоматически при
отключении подачи воздуха заслонкой 15, работе вспомогатель-
ной силовой установки и установки переключателя 50 КОЛЬЦЕ-
ВАНИЕ ОТБОРА ВОЗДУХА в положение АВАРИЙНОЕ ВКЛЮ-
ЧЕНО. Включенное положение сигнализируется сигнальной лам-
пой 49.

Далее воздух поступает в узел регулирования расхода возду-
ха, где регулирование осуществляется автоматически или вручную.

Для автоматического режима работы переключатель 62 РЕГУ-
ЛИРОВАНИЕ РАСХОДОМ АВТОМАТИЧЕСКОЕ. ОТКРЫТО —
ЗАКРЫТО устанавливается в положение АВТОМАТ, а переклю-
чатель ОБЩАЯ ПОДАЧА ВОЗДУХА АВТОМАТИЧЕСКАЯ.
ВКЛЮЧЕНО — ВЫКЛЮЧЕНО 61- - в положение ВКЛЮЧЕНО.
I Заслонка 15 в начальный момент закрыта, и через датчик рас-
хода 35 воздух не проходит. Разность управляющих давлений, по-
! ступающих с датчика расхода в полость командного прибора 12,
не соответствует нормальному расходу воздуха. В этом случае от
командного прибора 12 поступает электрический сигнал на элект-
рорегулятор 13, а от него — на электромеханизм дроссельной
заслонки 15. Скорость нарастания давления в трубопроводе огра-
ничивается датчиком скорости 14, который при превышении допу-
стимого значения выдает электрический сигнал через электро-
регулятор 13 на прикрытие заслонки 15.

При включении подсистемы переключателем ОБЩАЯ ПОДА-
ЧА ВОЗДУХА АВТОМАТИЧЕСКАЯ. ВКЛЮЧЕНО — ВЫКЛЮ-
ЧЕНО дроссельная заслонка 15 открывается медленно.

Если повышается режим работы двигателя, то от КВ посту-
пает сигнал на прикрытие заслонки 15, что уменьшает заброс
расхода.
Когда отключается одна из подсистем переключателем
АВАРИЙНОЕ ОТКЛЮЧЕНИЕ ОТБОРА ОТ ДВИГАТЕЛЯ 63, то
быстро закрываются регулятор избыточного давления 16 и дрос-
сельная заслонка 15. Это приводит к срабатыванию электроклапа-
нов 36 в остальных подсистемах, переключению электроклапаном
36 одной из полостей командного прибора 12 с одного штуцера
датчика расхода 35 на другой, увеличению управляющего сигнала.
Расход воздуха в оставшихся включенными подсистемах автома-
тически увеличивается.

Ручное управление дроссельной заслонкой 15 осуществляется
переключателем РЕГУЛИРОВАНИЕ РАСХОДОМ АВТОМАТИ-
ЧЕСКОЕ. ОТКРЫТО — ЗАКРЫТО 62 в положение ОТКРЫТО
или ЗАКРЫТО.

Расход воздуха в каждой подсистеме контролируется трубкой
Вентури 4 и указателем расхода 48.

Воздух за узлами регулирования расхода закольцован с двумя
подсистемами с помощью заслонок 32 и 33 для подачи его на обо-
грев в кабину экипажа через обратные клапаны 26, 31, 23 к кра-
нам обдува ног пилотов 1.

От узлов регулирования расхода воздух поступает в узлы ох-
лаждения и регулирования температуры.

Каждый узел охлаждения включает элементы охлаждения воз-
духа, систему автоматического регулирования температуры и си-
стему контроля температуры.

Первоначально воздух охлаждается в блоке воздухо-воздуш-
ных радиаторов 30. Радиатор продувается атмосферным воздухом
за счет скоростного напора. При этом большая часть атмосферно-
го воздуха поступает на вентилятор турбохолодильника 7, а из-
лишки сбрасываются в атмосферу через обратный клапан 29.

Горячий воздух, отбираемый перед блоком 30, проходит по
обводной линии через регулятор подачи 11, глушитель 10 и ча-
стично смешивается с охлажденным воздухом, проходящим через
регулятор подачи 8 после охлаждения в блоке 30. Затем этот воз-
дух смешивается с холодным после турбохолодильника 7 и посту-
пает в узел распределения. После узлов охлаждения две подсис-
темы закольцовываются, и от общей магистрали отбирается до-
полнительная магистраль на индивидуальную вентиляцию. В ли-
нии кольцевания установлены обратные клапаны 26 и дроссель 27.

Регуляторы подачи 8 и 11 управляются автоматически от ав-
томата регулирования температуры и вручную.

В магистрали за турбохолодильником температура воздуха
регулируется системой автоматического регулирования температу-
ры, которая включает регуляторы подачи воздуха 8 и И, автомат
регулирования температуры и термореле 22. В комплект автомата
регулирования температуры входят усилительно-преобразователь-
ное устройство 9, приемники температуры 21, 40, задатчик тем-
пературы 59.

По сигналам приемников 21, 40 и задатчика температуры 59
усилительно-преобразовательное устройство 9 формирует коман-
ду на открытие регуляторов подачи 8 и 11, поддерживая постоян-
ной температуру, установленную на задатчике 59, и ограничивает
температуру воздуха, поступающего в узел распределения.

При повышении температуры в трубопроводе выше допустимой
термореле 22 выдает сигнал на закрытие регуляторов 8 и 11. За-
горается табло ПРОВЕРЬ ТЕМПЕРАТУРУ В ГРУБЕ. ПЕРЕ-
ГРЕВ 54. Если температура повышается, то термореле 22 выдает
повторный сигнал при большей температуре на аварийное отклю-
чение отбора. Регулятор 16 и заслонка 15 закрываются.

Ручное управление регуляторами подачи 8 и И осуществля-
ется переключателями ПЕРЕДНЯЯ ЗОНА САЛОНА. ЗАДНЯЯ
ЗОНА САЛОНА. ИНДИВИДУАЛЬНАЯ ВЕНТИЛЯЦИЯ АВТО-
МАТИЧЕСКАЯ. ТЕПЛО —ХОЛОД в положение ТЕПЛО или
ХОЛОД 60.

Автоматическое регулирование температуры во всех подсисте-
мах выполнено аналогично.

Если индивидуальная вентиляция отключается, то открывается
заслонка 28, а заслонка 33 начинает работать по сигналам уси-
лительно-преобразовательного устройства 34. Холодный воздух в
линию индивидуальной вентиляции поступает из подсистемы зад-
ней зоны салона через заслонку 28, заслонка 33 регулирует тем-
пературу в кабине экипажа.

Система контроля температуры узла охлаждения и регулиро-
вания температуры состоит из термометров 41 и указателей тем-
пературы 53, 55, приемников температуры 5, 6, 21, 40, 42, контро-
лирующих температуру воздуха в передней и задней зонах сало-
нов и кабине экипажа, трубопроводах.

От узлов охлаждения и регулирования температуры воздух
поступает в узлы распределения воздуха, состоящие из коробов
верхней и нижней раздачи передней и задней зон, дополнительно-
го обдува и обогрева.

В салон воздух поступает от двух узлов охлаждения и регу-»
лирования температуры через трубку Вентури 4, глушители 47, 52}
обратные клапаны 51 и заслонки 43 в коллекторы верхней и ниж-
ней раздачи. Воздух из коллектора верхней раздачи может пере-
текать в коллектор нижней раздачи через обратный клапан 45.

При полете в режиме обогрева термореле 44 переключает*
заслонку 43 на подачу воздуха в коллектор нижней раздачи. Если
полет выполняется в режиме охлаждения, то термореле 44 пере-
ключает заслонку 43 на коллектор верхней раздачи.

Когда выходит из строя одна из подсистем охлаждения и ре-
гулирования температуры на раздачу в зоны салона, воздух по-
ступает в отказавшую магистраль через заслонку кольцевания 46.

На индивидуальную вентиляцию воздух поступает через об-
ратные клапаны 3, дроссели 2 и 24. Из этой магистрали воздух
может поступать в коллектор кабины экипажа через обратные
клапаны 25 и 56.

Наземное кондиционирование воздуха в гермокабине можно
производить от кондиционера через штуцер 58, обратные клапа-
ны 56, 57.

Принципиальная схема системы кондиционирования воздуха
с коллекторами горячего и холодного воздуха показана на рис. 2.3.

Горячий воздух отбирается от седьмой ступени компрессора
каждого двигателя на всех режимах работы, кроме малых. На ма-
лых режимах воздух отбирается от девятой ступени компрессора.
От компрессора каждого двигателя воздух поступает в одну из
четырех подсистем отбора 30, 31, 34, 35, работающих параллель-
но. Каждая подсистема отбора обеспечивает включение и выклю-
чение подачи воздуха, его предварительную подготовку по расходу,
давлению и температуре.

Включение и выключение отбора производится перекрывной
заслонкой отбора воздуха от девятой ступени и исполнительным
устройством регулятора расхода, имеющего автоматическое и руч-
ное управление.

На малых режимах в автоматическом и ручном управлении
включение отбора воздуха осуществляется с помощью перекрыв-
ной заслонки с электромеханизмом по сигналу от КВ РУД. Отклю-
чение подачи производится аналогично при увеличении режима
по сигналу превышения температуры в системе больше допу-
стимой.

Расход и скорость нарастания давления в кабине регулиру-
ются регуляторами. При ручном управлении регуляторы расхода
и скорости изменения давления приводятся в действие переклю-
чателем расхода. На больших режимах работы двигателей регу-
лятор расхода воздуха включает отбор от седьмой ступени комп-
рессора, одновременно поддерживая заданные расход и давление
на выходе из подсистемы в зависимости от загрузки потребителей.
В случае выхода: из строя регулятора расхода его функции выпол-
няет дублер-сигнализатор расхода.

Снижение температуры воздуха до заданных значений произ-
шодится в воздухо-воздушном теплообменнике предварительного
«охлаждения за счет продува его воздухом, отбираемым от наруж-
ИС.
ного контура двигателя. Интенсивность продува теплообменника
регулируется автоматически регулятором температуры. В случае
повышения температуры воздуха при отказе теплообменника сиг-
нализаторы температуры выдают сигналы на открытие регулято-
ра температуры для продува теплообменника и закрытие отбора
от девятой ступени или на полное закрытие регулятора расхода.

Контроль расхода воздуха ведется по указателю расхода.

После каждой подсистемы отбора воздух объединяется турбо-
проводом в общую магистраль, от которой поступает в свою под-
систему охлаждения 20, 22, 25, 27 и через обратные клапаны /2,
14 в коллектор теплого воздуха 16, а также на обогрев потребите-
лей через обратные клапаны 19, 24 и заслонки с электромеханиз-
мами 10. В объединяющем трубопроводе установлены заслонки
кольцевания 21, 23, 26 с электромеханизмами для переключения
какой-либо подсистемы отбора 28, 31, 34, 35, штуцер подсоедине-
ния установки воздушного запуска 32 с обратным клапаном и ма-
нометром 33 для запуска стартера 29 и турбонагнетательной ус-
тановки 30.

В каждой из подсистем охлаждения 20, 22, 25, 27 происходит
охлаждение воздуха в турбохол од ильной установке, состоящей из
воздухо-воздушного теплообменника и турбохолодильника. Регу-
лятор температуры холодной линии автоматически поддерживает
заданную температуру (возможна регулировка температуры вруч-
ную)- Часть холодного воздуха из подсистемы охлаждения посту-
пает в коллектор холодного воздуха 1, а другая часть смешивается
с горячим в подсистеме охлаждения, и теплый воздух поступает в
коллектор теплого воздуха 16. Температура теплой линии автома-
тически стабилизируется регулятором этой линии.

В холодной и теплой линиях установлены сигнализаторы тем-
пературы, исключающие возможность перегрева. Сигнализатор
холодной линии переводит регулятор температуры этой линии в
положение ХОЛОД, а сигнализатор теплой линии вызывает пре-
кращение подачи горячего воздуха в теплую линию.

От каждой подсистемы охлаждения воздух поступает в возду-
хозаборник, состоящий из коллекторов холодного 1 и теплого 16
воздуха, причем в коллектор 16 воздух поступает от подсистем
охлаждения через обратные клапаны 12, 14.

Воздухосборник защищен от перенаддува регулятором перепа-
да давления 18, работающим от сигнализатора давления И, и
предохранительными клапанами 3, 15. Для предотвращения воз-
никновения обратного перепада между давлением воздуха в каби-
не и воздухозаборнике установлены обратные клапаны 7,	17.

Сброс воздуха в атмосферу производится через ограничительное
сопло 9 и заслонку 8.
Подача воздуха в пассажирские салоны производится из кол-
лекторов холодного и теплого воздуха с помощью двухканальных
заслонок 2, 4, 5 с электромеханизмами. Заслонка 5 имеет отсеч-
ной клапан 6.

В кабину экипажа воздух поступает через отопительные коро-
ба в нижней зоне из коллектора топлого воздуха и через вентиля-
ционный короб в верхней зоне от коллектора холодного воздуха,
регулирование воздуха по уровням производится двухканальной
заслонкой.

Тепловой режим регулируется автоматически регуляторами
температуры с помощью двухканальных заслонок, меняющих со-
отношение теплого и холодного воздуха, поступающего к потре-
бителю.

Для контроля за температурой воздуха, поступающего к пот-
ребителям, установлены датчики температуры, сигналы которых
поступают на указатели. Управление режимами осуществляется
переключателями, имеющими положение автоматического и руч-
ного включения.

К коллектору теплого воздуха 16 подключен штуцер наземного
кондиционирования 13 с ручной заслонкой.

Управление системой кондиционирования осуществляется пе-
реключателем для каждой подсистемы отбора воздуха в положе-
ниях АВТОМАТ (для автоматической работы), БОЛЬШЕ. МЕНЬ-
ШЕ (для ручного управления) и ОТКЛЮЧЕНО. Аварийные и
предупреждающие сигналы поступают на соответствующие табло,
центральные сигнальные огни, а наиболее важные одновременно
выводятся в систему речевой информации и регистрируются са-
мописцами. Проверка исправности системы на земле производит-
ся СВК.

Монтажная схема системы кондиционирования показана на
рис. 2.4.

Воздух от крана отбора каждого компрессора двигателя по
трубопроводу 9 через управляемые обратные клапаны 10 подво-
дится в первичный узел охлаждения, который состоит из возду-
хо-воздушного радиатора 11, каналов подвода-отвода 7 продувоч-
ного воздуха для охлаждения.

Охлажденный воздух проходит регулятор избыточного давле-
ния 12, пневматическую систему массовой подачи воздуха, состо-
ящую из заслонки 6 и командного прибора 13, и поступает в узел
вторичного охлаждения, а также на линию обогрева к смесителям
19 через обратные клапаны, регулятор избыточного давления и
распределители воздуха 3, 18.

Во вторичном узле воздух охлаждается в воздухо-воздушном
радиаторе 15 и турбохолодильнике 14. Температурный режим ре-
Рис. 2.4
9

гулируется распределителями воздуха. Перед входом во вторич-
ный узел охлаждения установлен регулятор избыточного давле-
ния для повышения ресурса турбохолодильника 14, если отсутст-
вует пневматическая система массовой подачи.

Холодный воздух из вторичного узла охлаждения по магист-
рали поступает к смесителям 8 через влагоотд ел итель 16, глуши-
тель шума 17 и на вентиляцию. По трубопроводам 2, 5 этот воз-
дух подается к насадкам индивидуальной вентиляции 1 кабины
экипажа и к панели с насадками 4, а также к трубопроводам и
коробам общей и индивидуальной вентиляции и в трубопровод
обдува стекол 20.

Для работы системы кондиционирования на земле воздух от-
бирается от ВСУ в трубопровод 20. Трубопроводы системы кон-
диционирования соединяются между собой в линии горячего воз-
духа с помощью компенсаторов 23, которые устраняют темпера-
турные деформации. Стык труб выполняется через сферический
вкладыш, клин и кольца герметизации соединения 21. Пакет стя-
гивается накидной гайкой 22. К кронштейну конструкции труба
крепится хомутом 24 с помощью скобы 25 специальным болтом
26 через втулку 27.

Система регулирования давления воздуха обеспечивает утечку
воздуха в атмосферу одновременно с постоянной подачей его в
гермокабину. Основными элементами системы являются регулято-
ры давления, выпускные клапаны, предохранительная аппарату-
ра, управление, контроль и сигнализация. Система поддерживает
заданный перепад избыточного давления ри между давлением в
гермокабине рк и давлением в окружающей атмосфере рн. В за-
висимости от назначения для каждого типа самолета устанавли-
вается своя программа изменения давления, определяемая регу-
лятором давления.

В настоящее время на самолетах гражданской авиации при-
меняются электропневматические и пневматические принципы
регулирования давления.

Электропневматический принцип регулирования давления ос-
нован на формировании управляющего сигнала в электронном
блоке от сигналов, поступающих из датчиков и задатчиков. Уп-
равляющий сигнал через усилитель мощности поступает в элект-
ропневмопреобразователь, который вырабатывает пропорциональ-
ный ему пневматический сигнал. Этот сигнал поступает в, управля-
ющую полость выпускного клапана. Такие регуляторы имеют
большую точность в регулировании давления, большую степень ав-
томатизации и быстродействия.
Кабинное давление при электропневматическом принципе за-
висит от барометрического (рис. 2.5, 1) и описывается уравне-
нием

Рк =	+ В,

где а—-константа для данного типа самолета; В — заданное зна-
чение барометрического давления.

Рис. 2.5

Например, для самолета Як-42 <2 = 0,39, В = 65,3 кПа (490 мм
рт. ст.), для самолета Ил-86 а = 0,74, В = 61,5 кПа (460 мм рт. ст.).
Атмосферное давление изменяется по кривой 4 (рис. 2.5).

Пневматический принцип регулирования давления основан на
использовании энергии перепада давления между гермокабиной
2, 3 (рис. 2.6) и атмосферой 4.

Пневматический принцип обеспечивает до расчетной высоты
давление в кабине, равное давлению на аэродроме взлета, а далее
избыточное давление ри сохраняется неизменным.

Участки программы изменения давления можно выразить
уравнениями:

4

Рк = Ри + Рн = СОП81;	(2.1)

0и=рк—Рн = СОП81.	(2.2)
Уравнение (2.1) показывает, что при заданном избыточном
давлении ри можно определить высоту полета, до которой давле-
ние в гермокабине будет такое же, как на аэродроме взлета
(рис. 2.5, 2 и рис. 2.6, 2, 3).

Вертикальная скорость набора высоты Уу на этом участке не
ограничивается величиной йр к/<1^ = 24 Па/с.

Уравнение (2.2) определяет высоту полета самолета, при кото-
рой в гермокабине достигается высота 2,4 км (рис. 2.5, 3 и
рис. 2.6, 5).

На изменение давления в гермокабине влияет скорость набора
высоты Уу. Программа изменения давления воздуха в гермокаби-
не будет соблюдаться, если Уу удовлетворяет неравенству

где рн — плотность воздуха на высоте полета.

Если скорость Уу будет больше нормированной при'Заданной
величине йрк№, то давление в кабине изменяется по другому за-
кону (рис. 2.6, /), которое с высотой изменяется линейно
где рк.кр—давление в гермокабине на высоте полета;
высота полета.

Для любого типа самолета с пневматическим регулированием
давления можно подобрать скорость снижения или набора высо-
ты по формуле

△7/

где ДЯ — изменение высоты; Др — изменение давления в кабине
на данном изменении высоты.

Набор высоты и снижение самолета по кривой 1 (рис. 2.6)
улучшают прочностные характеристики гермокабины, потому что
отсутствует пиковый перепад давления на стыке кривых 2 и 3.
Это повышает эксплуатационный ресурс гермокабин.

Пневматический принцип регулирования давления имеет бо-
лее инерционную систему по сравнению с электропневматическим.
Если на самолете применяется пневматическая система регулиро-
вания давления, то основная и дублирующая системы выполне-
ны по пневматическому принципу. Если в основной системе приме-
няется электропневматический принцип, то в дублирующей систе-
ме используют пневматический принцип, обеспечивающий измене-
ние давления по программе (см. рис. 2.5, 1).

Исполнительным органом любого регулятора давления являет-
ся выпускной клапан, сбрасывающий воздух из гермокабины в
атмосферу. Выпускной клапан имеет пневматический мембран-
ный привод, поэтому работает как от основной, так и от дублиру-
ющей систем.

Дублирующая система работает при отказе основной системы
и подключается к выпускным клапанам с помощью электроклапа-
нов переключения. сл' сл-л у Г С

Структурные схемы основной системы, выполненной по элект-
ропневматическому принципу, и дублирующей системы, выполнен-
ной по пневматическому принципу автоматического регулирова-
ния давления с предохранительным клапаном, показаны на
рис. 2.7.

В основной системе регулирования давления управляющий
электрический сигнал формируется в электронном блоке регуля-
тора давления 12 и от сигналов датчиков кабинного 14, атмосфер-
ного 15 давлений, вычислителя скорости изменения давления в
кабине 13, задатчика давления в кабине 2 и выдается в усилитель
МОЩНОСТИ 4.	'  I .  м - 

Усиленный электросигнал поступает в блоки агрегатов выпуск-
ного 9 и предохранительного клапанов 6. В работающем блоке

электросигнал преобразуется в пневматический сигнал электро,
пневмопреобразователем и через открытый электроклапан посту,
пает в управляющую полость выпускного 8 или предохранитель-
ного 7 клапанов, обеспечивая необходимую величину открытия для
выпуска воздуха из гермокабины. В неработающем блоке агрега-
тов электроклапан закрыт и пневмосигнал не проходит.

Предохранительный клапан 7 защищает кабину от перенадду.
ва и срабатывает, когда перепад давления в кабине достигает
значения повышенного перепада, подключается к основной систе-
ме на земле и на малых высотах (до 1,5 км), при ручном управ-
лении в режиме «Разгерметизация». Предохранительный клапан
работает по аналогии с выпускным клапаном.

Защита гермокабины от обратного перепада давления (впуск
атмосферного воздуха в гермокабину) осуществляется автомати-
чески выпускным клапаном.

Ручное регулирование давления в гермокабине выполняется
при отказе основной и дублирующей систем с помощью задатчи-
ка ручного управления 3, сигнал от которого поступает в блоки
агрегатов 6 и 9 на электропневмопреобразователи через реле 5.
От сигналов из блоков агрегатов 6 и 9 работает выпускной кла-
пан 8, а в режиме «Разгерметизация» дополнительно открывается
предохранительный клапан 7.

Для обеспечения быстрого и полного открытия клапанов на
земле и на малых высотах при работе основной системы регули-
рования давления без подачи воздуха в гермокабину предусмот-
рен электровакуумный насос 11, создающий разряжение в линии
сброса электропневмопреобразователей блоков 6 и 9. При отклю-
ченном вакуумном насосе 11 линия сброса сообщается с атмос-
ферой через пневмореле 10.

В случае аварийной посадки на воду трубопровод сброса ка-
бинного воздуха от выпускного клапана закрывается поплавко-
вым клапаном герметизации.

Переключатель управления давлением в кабине экипажа име-
ет три положения АВТОМАТ, РУЧНОЕ, ДУБЛЕР.

В положении АВТОМАТ переключатель закрывается предо-
хранительным колпачком, обеспечивая автоматическое регулиро-
вание давления в гермокабине от основной электропневматичес-
кой системы.

При установке переключателя в положение РУЧНОЕ загора-
ется табло РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ВКЛЮЧЕНО и обеспечива-
ется ручное управление закрытием и открытием выпускного кла-
пана 8 с помощью задатчика ручного управления 3.

В положении переключателя ДУБЛЕР загорается табло САРД
НА ДУБЛЕР и обеспечивается автоматическое регулирование
давления в гермокабине дублирующей пневматической системой
от регулятора давления /, который связан с гермокабиной через
воздушный фильтр 19.

При отказе основной электропневматической системы, работа-
ющей от регулятора давления 12 через усилитель мощности 4,
происходит автоматическое переключение на дублирующую пнев-
матическую систему, работающую от регулятора давления 1, по
сигналам:

—	электронного блока включения дублера 16 при заданном
повышении абсолютного давления в гермокабине в зависимости
от сигналов, поступающих в блок от датчика избыточного давле-
ния 17, вычислителя скорости изменения кабинного давления 18
и задатчика кабинного давления 2;

—	сигнализатора давления при понижении абсолютного дав-
ления в гермокабине (высота в гермокабине равна 3000 м);

—	сигнализатора давления при увеличении избыточного дав-
ления в гермокабине до значений ПОВЫШЕННЫЙ ПЕРЕПАД.

При работе дублирующей; системы командный сигнал форми-
руется в регуляторе давления 1, через повторитель и обесточен-
ный электроклапан, расположенный в блоке агрегатов 9, поступа-
ет в управляющее устройство выпускного клапана 8.

Параметры давления в гермокабине контролируются по варио-
метру и указателю высоты и перепада давления в гермокабине.
Сигнализация опасных режимов давления в гермокабине осущест-
вляется с помощью табло и речевой информации при срабатыва-
нии соответствующих сигнализаторов давления.

Принципиальная схема соединения элементов в блоках агре-
гатов выпускного 6 и предохранительного 9 клапанов (рис. 2.7)
показана на рис. 2.8.

Блок агрегатов выпускного клапана 14 включает электропнев-
мопреобразователь 4, который преобразует электрический сигнал
постоянного тока в пневматический сигнал управления выпускным
клапаном, электроклапан переключения 1, пропускающий пневмо-
сигнал в управляющую полость выпускного клапана, и пневмопов-
торитель 16, в который поступает пневматический сигнал от дуб-
лирующего регулятора давления.

В линии между агрегатами 1 и 4 установлен обратный клапан
2, сбрасывающий воздух из управляющей линии в гермокабину
при возникновении обратного перепада. Агрегаты 4 и 16 связаны
с гермокабиной через воздушные фильтры 3 и 15.

Блок агрегатов предохранительного клапана 6 включает элект-
ропневмопреобразователь 9, который получает электрический сиг-
нал от второго канала усилителя мощности и выдает пневмосигнал
в предохранительное устройство 8. Предохранительное устрой-
7 К выпускному
\ клапану”
ство 8 и задатчик избыточного давления 7 ограничивают избы-
точное давление в управляющей полости предохранительного кла-
пана через электроклапан переключения 12. Агрегат 9 связан с
гермокабиной через воздушный фильтр 10, а обратный клапан 11
сбрасывает избыточное давление из агрегата 8 в гермокабину.

Вакуумный насос 13 создает разряжение в линии электропнев-
мопреобразователей 4 и 9 для открытия клапанов на земле, а при
выключенном насосе 13 пневмореле 5 сообщает эту линию с ат-
мосферой.

Принципиальная схема основной электропневматической си-
стемы и дублирующей пневматической системы регулирования
давления воздуха в гермокабине без предохранительного клапана
показана на рис. 2.9.

Основная электропневматическая система состоит из задатчи-
ка абсолютного давления 8, электронного регулятора давления 11,
усилителей мощности 12, датчиков кабинного 14 и атмосферного
13 давления, вычислителя скорости изменения давления 15, элект-
ропневмопреобразователей 17, электроклапанов переключения 18,
выпускных клапанов 19.

Настройка абсолютного давления в гермокабине на давление
аэродрома производится задатчиком абсолютного давления 8.

В электронном регуляторе давления 11, получающем электри-
ческие сигналы от датчиков атмосферного 13 и кабинного 14 дав-
ления, вычислителя скорости изменения давления 15 и задатчика
абсолютного давления 8, формируется управляющий сигнал, со-
ответствующий программе.

Управляющий сигнал поступает на вход усилителей мощности
12, в которых он усиливается и суммируется с сигналами ОС, по-
ступающими от датчиков положения запорных органов выпускных
клапанов 19. Электрический сигнал усилителей мощности 12 по-
ступает на вход электропневмопреобразователей 17, которые вы-
рабатывают пропорциональный ему пневматический сигнал, по-
даваемый в управляющие полости выпускных клапанов 19. Вы-
пускной клапан 19 подключается к электропневмопреобразовате-
лю 17 с помощью электроклапана 18.

Электроклапан 18 управляется переключателем ДУБЛИРО-
ВАНИЕ. ОСНОВНОЕ в положение ОСНОВНОЕ.

Ограничение обратного перепада давления осуществляется
выпускными клапанами 19 совместно с обратными клапанами 16.

При отсутствии питания на электроклапанах 18 и датчиках
положения запорных органов выпускных клапанов 19, повышении
или понижении давления в гермокабине до уровня срабатывания
реле давления 1, 2, 3 происходит обесточивание электроклапана
18 и отключение электропневматической системы. Дублирующая

система, выполненная по пневматическому принципу, включается
через электроклапан 18 как автоматически, так и вручную. Вруч-
ную дублирующая система включается переключателем ДУБЛИ-
РОВАНИЕ. ОСНОВНОЕ в положение ДУБЛИРОВАНИЕ. При
этом горит сигнальная лампа ДУБЛИРОВАНИЕ.

В случае разгерметизации кабины реле давления 5 выдает
сигнал на сигнальную лампу РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ КАБИНЫ и
на звуковую сигнализацию. Если произойдет перенаддув каби-
ны, то реле давления 4 выдает сигнал на сигнальную лампу
ПЕРЕНАДДУВ КАБИНЫ и на звуковую сигнализацию.

Принудительная разгерметизация кабины при посадке на вы-
. сокогорные аэродромы производится переключателем РАЗГЕР-
МЕТИЗАЦИЯ МЕДЛЕННАЯ. Сигнал проходит на электронный
регулятор давления 11, усилители мощности 12, электропневмо-
преобразователь 17, и выдается команда на открытие выпускного
клапана 19 с заданной скоростью изменения давления в кабине.
Аварийная разгерметизация кабины осуществляется переключате-
лем РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ АВАРИЙНАЯ, при этом усилители
мощности 12 выдают сигнал на открытие атмосферной линии
электропневмопреобразователей 17, и выпускные клапаны 19 от-
крываются полностью.

Дублирующая пневматическая система регулирования давле-
ния состоит из пневматического регулятора давления 9, повтори-
телей 21, задатчиков избыточного давления 6, 7, регуляторов аб-
солютного давления 23, выпускных клапанов 19 и электроклапа-
нов 18. Регулятор давления 9 связан с кабиной через фильтр 10:

В пневматическом регуляторе давления 9 формируется управ-
ляющий пневматический сигнал, соответствующий программе и
поступающий в повторитель 21, который служит для повторения
сигналов регулятора задатчику избыточного давления 22, полости
выпускного клапана 19 и препятствует открытию клапана при
возникновении в кабине обратного перепада. От повторителя 21
сигнал поступает через обесточенный электроклапан переключе-
ния 18 в управляющую полость выпускного клапана 19.

Защита кабины от повышенного прямого перепада давления
осуществляется выпускными клапанами 19 с помощью задатчика
избыточного давления' 22, а от понижения абсолютного давле-
ния — выпускными клапанами 19 с помощью регулятора абсолют-
ного давления 23, электроклапанов переключения 20 и повторите-
ля 21.

Медленная или аварийная разгерметизация осуществляется
переключателем РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ МЕДЛЕННАЯ или РАЗ-
ГЕРМЕТИЗАЦИЯ АВАРИЙНАЯ. При этом срабатывает электро-
клапан переключения 20, отключающий регулятор абсолютного
давления 23. Установкой задатчика избыточного давления пнев-
матического регулятора 9 в нулевое положение с необходимой ско-
ростью по вариометру производится разгерметизация кабины.

Повышенное избыточное давление в гермокабине и разгерме-
тизация сигнализируются так же, как и при работе основной си-
стемы регулирования давления.

Функциональная схема регулирования давления воздуха в гер-
мокабине, выполненная по пневматическому принципу, показана
на рис. 2.10. Такая схема имеет два одинаковых пневматических
регулятора давления, основной и дублирующий. В случае выхода
из строя основного регулятора подключается дублирующий с по-
мощью переключателя ДУБЛИРОВАНИЕ, который подает элект-

Атмосферный сброс

Кабина

«м

регулятор

Кабина

орос "Р
бления %%

Атмосферный сброс
Статика
Кклапан^

'АуЪлируфщ ий
регулятор

/Отстану

Статика

Сигнал по бб-
-11-Ц жатию шасси



- От горячей.

У“1 магистрали

Ксрильтрц
Крсг^лято^
Кдатчику^
Атмос^^а
Атмосфера
Статика
«□сигнал на клапаны 3, 4, 12. Электроклапан 3 сообщает полость
I дублирующего регулятора через воздушный фильтр 2 с гермока-
биной, электроклапан 12 сообщает полость дублирующего регу-
лятора с атмосферой, а электроклапан 4 отключает основной ре-
гулятор от выпускного клапана 8 и подключает к нему дублиру-
ющий регулятор. На самолете в системе регулирования давления
может быть установлено несколько выпускных клапанов. Основ-
ной и дублирующий регуляторы давления работают одинаково.

Пневматический сигнал, сформированный в основном или дуб-
лирующем регуляторах давления, поступает через обесточенный
электроклапан 4 в управляющую полость выпускного клапана 8.
разность давлений создается между воздухом в кабине самолета
И пневматическим сигналом в управляющей полости, обеспечива-
ющей работу выпускного клапана на регулируемый сброс кабин-
! ного воздуха в атмосферу. При этом поддерживается заданный
перепад давлений (см. рис. 2.6) в соответствии с программой.

При выходе из строя обоих регуляторов давления выпускной
клапан 8 обеспечивает в гермокабине заданное избыточное дав-
ление ограничителем избыточного. давления и абсолютное мини-
мальное давление — узлом абсолютного давления. В случае отказа
Этих узлов в выпускном клапане, когда происходит перенаддув
гермокабины, включается сирена и срабатывает сигнализация
ПЕРЕНАДДУВ. Если происходит падение давления ниже допусти-
мого, высотный сигнализатор включает сирену и мигающую сиг-
нализацию ДАВЛЕНИЕ В КАБИНЕ МАЛО. При возникновении
обратного перепада давления выпускной клапан открывается и
пропускает воздух из атмосферы в гермокабину, происходит авто-
матическая разгерметизация кабины.

Принудительную разгерметизацию кабины можно выполнить
через выпускные клапаны 8 с помощью электроклапана 9, кото-
рый управляется переключателем СБРОС ДАВЛЕНИЯ. Вклю-
ченный электроклапан (рис. 2.10) сообщает управляющую по-
лость выпускного клапана с атмосферой. Под действием давления
в гермокабине выпускной клапан открывается, сообщая кабину с
атмосферой.

Для улучшения работы системы регулирования на земле при от-
сутствии перепада давления между гермокабиной и атмосферой
применяют эжектирование штуцеров атмосферных точек с помощью
коробки обдува 10 и эжектора 11. На линии отбора воздуха от
горячей магистрали устанавливают электроклапан 5, который уп-
равляется переключателем ЭЖЕКТИРОВАНИЕ и сблокирован
по обжатию основной опоры шасси, чтобы не включать его в по-
лете. Регулятор давления 1 и выпускной клапан 8 связаны с ка-
биной через воздушные фильтры 2 и 6.
В канале сброса воздуха от выпускного клапана установлена
перекрывная заслонка 7 с электромеханизмом для повышения
плавучести самолета в случае вынужденной посадки на воду. За-
слонка управляется переключателем ПЕРЕКРЫТИЕ КАНАЛд
СБРОСА ВОЗДУХА.	А

Функциональная схема пневматической системы автоматическо-
го регулирования давления показана на рис. 2.11. Система вклю-
аеТ пневматический регулятор давления воздуха 20 (програм-
мный задатчик), выпускной клапан 14, повторитель 18 и электро-
ндапан переключения 10. Выпускные клапаны с повторителями и
дектроклапанами устанавливаются параллельно в нужном коли-
честве. Параллельно можно подключить дублирующий регулятор
давления, аналогичный регулятору 20. Для очистки воздуха, по-
ступающего в регулятор и повторитель из гермокабины, установ-
лены воздушные фильтры 1, 16.

На лицевой стороне регулятора 20 расположены три задатчи-
ка со шкалами НАЧАЛО ГЕРМЕТИЗАЦИИ Я ИЗБЫТОЧНОЕ
ДАВЛЕНИЕ 19, СКОРОСТЬ ИЗМЕНЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ 8 и руч-
ка управления краном 2 с тремя положениями ВКЛЮЧЕН, ВЫ-
КЛЮЧЕН, ПРОВЕРКА РЕГУЛИРОВКИ. При нормальной рабо-
те ручка установлена в положение ВКЛЮЧЕН и законтрена.

Повторитель 18 предназначен для повторения пневматическо-
го сигнала регулятора давления, поступающего в глухую камеру
В, образованную крышкой и мембраной 17. В корпусе пов-
торителя установлен обратный клапан 15, который открывает-
ся только при обратном перепаде давления в гермокабине, страв-
ливая воздух из управляющей полости выпускного клапана 14 при
его открытии. Вторая полость Г повторителя соединена с гермо-
кабиной через воздушный фильтр 16, а через нормально откры-
тый электроклапан переключения 10 связана с управляющей по-
лостью Д выпускного клапана 14.

Такая система работает на энергии перепада давления. Ручка-
ми на шкалах задатчиков регулятора давления устанавливаются
требуемые значения начала герметизации, скорости изменения
давления и перепада давления в соответствии с программой
(см. рис. 2.6).

До подачи воздуха в гермокабину выпускной клапан 14 за-
крыт и сопло повторителя 18 под мембраной 17 закрыто от дейст-
вия пружины. Клапан узла избыточного давления 3 регулятора 20
закрыт пружиной задатчика 19, а клапан узла абсолютного дав-
ления 4 (начало герметизации) приоткрыт.

Таким образом, перед включением системы кондиционирова-
ния кабина загерметизирована. При включении системы кондици-
онирования давление в гермокабине растет со скоростью, опреде-
ленной расходом подаваемого воздуха. Воздух из гермокабины
поступает через воздушный фильтр 1 в полость А регулятора дав-
ления 20 и сбрасывается в атмосферу через клапан абсолютного
давления 5. Давление в полости А возрастает медленнее, чем в
гермокабине, потому что клапан 4 открывается за счет сжатия
вакуумированного сильфона 6 (при увеличении абсолютного дав-
ления) и прогиба мембраны 5 в сторону полости Б (при росте
давления со скоростью, большей, чем установлено на задатчике §)

Командное давление пневматического сигнала, сформированное
в полости А регулятора 20, передается в глухую полость В повто-
рителя 18. Кабинное давление через воздушный фильтр 16 посту,
пает в полость повторителя 18 и через нормально открытый элект.
роклапан переключения 10 передается в управляющую полость д
выпускного клапана 14.

С ростом давления в гермокабине увеличивается разность ме-
жду давлением в гермокабине и командным давлением в полостях
регулятора и повторителя. Под действием перепада давления
мембрана 17 повторителя 18 перемещается в сторону полости В
и открывает сопло, сообщая полость Г повторителя 18 и полость Д
выпускного клапана 14 с атмосферой. При дальнейшем увеличе-
нии давления в гермокабине растет перепад между давлением в
гермокабине и управляющей полостью Д выпускного клапана 14.
Мембрана 11 под действием этого перепада давления перемеща-
ется в сторону полости Д, и запорный орган 13 выпускного кла-
пана открывается, сообщая гермокабину с атмосферой.

Повторитель 18 поддерживает постоянную разность между уп-
равляющим давлением в полости Д выпускного клапана 14 и ко-
мандным давлением сигнала в полости В повторителя 18, который
вырабатывает регулятор давления 20.

Уменьшение подачи воздуха в гермокабину вызывает падение
давления в полости повторителя 18, и мембрана 17 закрывает со-
пло сброса воздуха в атмосферу. Воздух из гермокабины поступа-
ет в управляющую полость Д выпускного клапана 14 через фильтр
16 повторителя 18 и электроклапан 10. Под действием пружины
и поступившего давления мембрана 11 воздействует на запорный
орган 13, прикрывая выход воздуха в атмосферу на величину па-
дения давления в гермокабине.

При подъеме самолета давление в атмосфере и в полости А
регулятора 20 уменьшается, возникает перепад давления на мем-
бране 5, который прикрывает клапан 4 узла абсолютного давле-
ния, предотвращая падение командного давления ниже значения,
при котором поддерживается заданное программой абсолютное
давление в гермокабине.

Изменение давления в полостях А и Б регулятора 20, сообща-
ющихся через игольчатый дроссель 7 задатчика скорости измене-
ния давления 8, вызывает деформацию вакуумированного силь-
фона 6 и перемещение клапана 4 узла абсолютного давления.
Это приводит к поддержанию постоянного абсолютного давления
в командной полости регулятора 20 и повторителя 18.
Таким образом, происходит процесс регулирования постоянно-
абсолютного давления в гермокабине до высоты, на которой
Достигается заданное избыточное давление (см. рис. 2.6. 2).

При дальнейшем подъеме самолета в работу вступает клапан
узла избыточного давления регулятора 20 и работа происходит
по аналогии с работой узла абсолютного давления (рис. 2.11). Ре-
гулятор 20 поддерживает постоянный перепад давления между
командным давлением (в полостях Л и В) и давлением в атмос-
фере за счет сильфона, связанного с атмосферой.

Если самолет снижается медленно, то давление в гермокабине
будет расти с заданной скоростью до величины, установленной
ручкой задатчика 9 начала герметизации, что соответствует дав-
лению на аэродроме посадки.

В случае экстренного снижения самолета может наступить мо-
мент, когда давление в атмосферё превысит давление в гермока-
бине и возникает обратный перепад давления. Воздух из управ-
ляющей полости Д выпускного клапана 14 стравливается в гер-
мокабину через электроклапан переключения 10 и обратный кла-
пан 15 повторителя 18. Под действием возникшего перепада дав-
ления разгрузочная мембрана 12 запорного органа 13 приподни-
мается от жесткого центра клапана и вместе с основной мембра-
ной 11 обеспечивает открытие выпускного клапана для прохода
воздуха из атмосферы в гермокабину.

Таким образом, при возникновении в гермокабине вакуума вы-
пускной клапан 14 пропускает воздух в обратном направлении и
защищает кабину от обратного перепада.

Для выравнивания давления в гермокабине с атмосферным
нужно ручку задатчика 19 установить на перепад давления, рав-
ный нулю. Полость А регулятора 20 сообщается с атмосферой че-
рез открытый клапан 3. Давление в полостях А, Б, В и Д начина-
ет уменьшаться со скоростью, зависящей от положения ручки 8
задатчика скорости изменения давления. Выпускные клапаны от-
кроются, -и гермокабина разгерметизируется.

Быстрая разгерметизация осуществляется электроклапаном:
переключения 10, когда он сообщает управляющую полость Д вы-
пускного клапана 14 с атмосферой.

Монтажная схема системы автоматического регулирования
давления показана на рис. 2.12.

Тонкотрубная проводка 6 соединяет регуляторы давления 2 и.
3 с выпускными клапанами 5, 7, 9, 12 через электроклапан 14, ко-
торый переключает работу клапанов с основного регулятора 3 на
дублер 2.

в системе установлены влагоотстойники 11, соединенные с пат-
рубком сброса воздуха 13 соединительными шлангами 15, и фильт-
ры

Электроклапаны 8, 10 сообщают выпускные клапаны с атмос-
ферой для сброса давления. Регуляторы давления 2 и 3 установ-
лены на основание 1 с помощью амортизаторов 4 и закрыты за-
щитными кожухами.

2.4. Основы расчетов системы кондиционирования

Главной задачей системы кондиционирования является поддер-
жание заданного теплового режима в гермокабине и определение
минимального давления воздуха. Минимальное давление воздуха,
поступающего от двигателей, определяется гидравлическим рас-
четом.

2.4.1. Тепловой расчет

Тепловой расчет системы кондиционирования сводится к опре-
делению температуры внешней стенки канала панели по толщине
подобранной теплоизоляции.

В качестве объекта исследования рассматривается воздух, за-
ключенный в гермокабине. Уравнение теплового баланса име-
ет вид



где — алгебраическая сумма всех тепловых потоков в каби-
ну за единицу времени; Ср—удельная теплоемкость воздуха при
постоянном давлении; пг^—масса воздуха, находящегося в рас-
сматриваемом объеме; йТ ’дл — производная температура воздуха
по времени.

При стационарном тепловом режиме =	.

Вид и количество тепловых потоков, входящих под знак сум-
мы уравнения теплового баланса, определяется конкретными ус-
ловиями. Применительно к гермокабине ВС наиболее характер-
ными тепловыми потоками являются тепловые потоки от стенки
ф*т, тепловые потоки от оборудования, размещенного внутри гер-
мокабины (2об, тепло, выделяемое людьми С л, солнечное излуче-
ние, поступающее через остекление стенок гермокабины фс , теп-
ловые потоки, поступающие от системы кондиционирования с воз-
духом для обогрева <2*кв, тепло, дополнительно поступающее от
системы кондиционирования для подогрева вентиляционного воз-
ДУха 
Для уменьшения нагрузки на систему кондиционирования про-
изводится тепловая защита стенок теплозвукоизоляцией, имеющей
низкий коэффициент теплопроводимости. В качестве активной за-
щиты используется прямой или обратный панельный обогрев.

Применение прямого панельного обогрева на ВС повышает
уровень комфортности в кабине и обеспечивает более высокую
температуру внутренних стенок по сравнению с обратным панель-
ным обогревом. При прямом панельном обогреве воздух из кана-
лов системы поступает в панель обогрева и из нее в кабину, при
обратном — воздух из каналов системы поступает в кабину, а за-
тем через панели обогрева выпускается в атмосферу.

Обратный панельный обогрев имеет лучшие теплозащитные
свойства, но при таком обогреве часть теплового потока сбрасы-
вается через выпускные клапаны в атмосферу.

Распределение толщины теплозвукоизоляции и принятые тем-
пературы на поверхности стенок при прямом панельном обогреве
показаны на рис. 2.13. Воздух от системы кондиционирования
подается на обогрев в панель 5, которая отделена от обшивки фю-
зеляжа 1 теплозвукоизоляцией 3 различной толщины. Кабина сни-
зу ограничена полом 4, а сверху — потолком 2.
Тепловой поток от экипажа и пассажиров определяют по урав-

нению

де о(Л — количество тепла, выделяемого одним человеком; п
число человек в гермокабине.

Количество тепла дл, выделяемое одним пассажиром в состоя-
нии покоя, равно 116 Вт, одним членом экипажа в простом поле-
те— 130 Вт, в полете средней сложности — 200 Вт, в сложном по-
лете — 30(1 Вт.

Гепловой поток от оборудования определяют по формуле



где ЕМ — потребляемая мощность отдельных установок оборудо-
вания, работающих одновременно; — КПД /-го устройства.

Тепловой поток от солнечного излучения, проникающий в ка-
бину через остекление, вычисляют по формуле

где ус— удельный тепловой поток от солнечного излучения; Рс —
площадь остекления.

В первом приближении площадь остекления можно принять
равной 1,5—2% от площади гермокабины, а удельный тепловой
поток определить по формуле



где кс—коэффициент затенения при средней облачности, равный
0,6; /с — солнечная постоянная, равная 1388 Вт/м2; <р — угол па-
дения солнечных лучей.

Тепловой поток, проходящий через стенку гермокабины, опре-
деляют по формуле

где у ст — удельный тепловой поток, проходящий через стенку;

' =т — площадь стенки.

Удельный тепловой поток, проходящий через стенку гермока-
бины, можно записать в виде

• ст ^п.с ' <7

где у п.с — удельный тепловой поток, возникающий в результате
конвективного теплообмена с пограничным слоем воздушного по-
тока; — удельный тепловой поток от солнечного излучения, па-
дающего на обшивку; д*уч —удельный тепловой поток, теряемый
обшивкой за счет лучеиспускания в атмосферу.

Удельный тепловой поток конвективного теплообмена опреде-
ляется аналогично закону теплоотдачи, установленному Ньютоном:

.С 1 Те	* , •>

где ан—коэффициент теплоотдачи; Те — равновесная температу-
ра потока воздуха; Т—абсолютная температура наружной по-
верхности стенки.

Для условий полета современных самолетов ос^ = 100 Вт/(м2-К).

Равновесная температура определяется по формуле

где Т6-- абсолютная температура на внешней границе погранич-
ного слоя потока воздуха, равная температуре воздуха на высоте
полета; г — коэффициент восстановления; к— показатель адиа-
баты, равный 1,4; М — число Маха на высоте полета самолета.

В подавляющем большинстве случаев для современных само-
летов обтекание имеет турбулентный характер, поэтому г = 0,893,
для ламинарного обтекания г = 0,845.

Удельный тепловой поток от солнечного излучения характери-
зует нагрев поверхности стенок солнечными лучами и определяет-
ся по формуле



где — коэффициент поглощательной способности материала
стенки по отношению к солнечным лучам; х= 1/.~— фактор формы
облучаемой поверхности цилиндрического фюзеляжа.

Для алюминиевой обшивки Д5 = 0,2—0,5.

Удельный тепловой поток, излучаемый с единицы поверхности
ВС, определяют по формуле Стефана-Больцмана:

где е — степень черноты поверхности стенки; 00 = 5,68 X
X 10-8 Вт/(м2-К4) — постоянная Стефана Больцмана.

Степень черноты для алюминиевых сплавов составляет 0,05—:
0,1, для белых лакокрасочных покрытий и для оргстекла 0,8—0,95.

Величину <2 ст можно также определить по теплоотдаче через
пол и потолок гермокабины, используя соотношение
|шциенты теплопереда-

пе я пот, «пол — соответственно коэ
пи через потолок и пол; Р

оЛКа и пола; Тк — абсолютная температура воздуха в гермока-

ПОТ,

пол — соответственно площадь по-



бине«

Коэффициенты теплопередачи от воздуха в гермокабине к на-

ружному воздуху через пол и потолок определяют по формулам:

^пот.эф «ПОТ.эф «1	«2

где Япол.эф, апот.эф—соответственно эффективный коэффициент
теплоотдачи от воздуха гермокабины к полу и потолку; Впол,
§ПОт — соответственно средняя высота воздушной прослойки под
полом и над потолком; — соответственно толщина пола и по-
толка; — коэффициент теплопроводности материала пола и по-
толка; §2 — соответственно толщина теплозвукоизоляции пола и
потолка; — коэффициент теплопроводности теплозвукоизоля-
ции; ХПОл.эф, лПот.эф — соответственно эффективный коэффициент
теплопроводности воздушной прослойки под полом и над по-
толком.

Коэффициент теплопроводности теплозвукоизоляции, выпол-
ненной в виде ковриков из стекловолокна, равен 0,10 Вт/(м-К),
коэффициент теплопроводности пола и потолка, выполненных из
пенопласта, равен 0,2 Вт/(м-К).

Эффективный коэффициент теплоотдачи от воздуха кабины к
полу апол.эф определяется из условий свободной конвекции. С уче-
том некоторой турбулизации воздуха у пола полученное значение
коэффициента теплоотдачи апол необходимо увеличить на 25%,
а затем, учитывая, что тепловой поток направлен сверху вниз,
уменьшить на 30%:

&ПОЛ

Коэффициенты теплоотдачи от воздуха кабины к полу апол и
к потолку <хпот определяются из условий свободной конвекции:

Кик

&ПОТ - ®ПОЛ -- ч ’

о
где Ми — число Нуссельта; X — коэффициент теплопроводности
воздуха в гермокабине; 6 — высота гермокабины.	$

Коэффициент теплопроводности воздуха определяют по фОв
муле

Х = 0,024(1 + 0,003/),

где I — температура воздуха.

Число Нуссельта определяют по формуле

м = с (ОгРг)", Рг = 3600^-

где с и п— коэффициенты; а — коэффициент динамической вяз-
кости.

В диапазоне температур от 0 до 50°С число Прандтля изменя-
ется в пределах 0,708—0,70. Число Грасгофа вычисляют по фор-
муле

где р—коэффициент объемного расширения воздуха; §— ускоре-
ние свободного падения; V — коэффициент кинематической вязко-
сти; А/—разность температур (А^=4т —4); /ст—температура
стенки со стороны кабины (обычно на 1—2°С выше температуры
4)? 4—температура воздуха в гермокабине, равная Тк—273.

Коэффициент объемного расширения определяют по уравнению

° = 4-; гср = 273 + 4р,

* Ср

где гср — средняя температура воздуха:

/  4т ~Ь 4

2

Коэффициент кинематической вязкости находят по формуле
= Н/Р<
е р,— коэффициент динамической вязкости; ро= 1,71 • Ю-3 Па-с —
коэффициент динамической вязкости при стандартной температу-
е* Р — плотность воздуха; 7? — газовая постоянная.

По величине произведения ОгРг рассчитывают значения коэф-

5

лулдиентов сип. При 103 < СггРг < 106 значения с = 0,105 и п=0,3
При 106 СгРг< 1010 значения с=0,4 и п=0,2.

С учетом лучистого теплообмена между полом или потолком и
изоляцией эффективные коэффициенты теплопроводности Хпол<эф
и ^пот.эФ воздушной прослойки определяют по формулам:

чпол.эф----. ^л^пол >

'чПОТ.Эф - I л^пот ?

где ек — коэффициент конвекции; ал — приведенный коэффици-
ент теплоотдачи излучением.

Коэффициент конвекции рассчитывают по формуле Нимана

0,0236(ОгРг)11393

ОгРг 4-10100

Коэффициент теплоотдачи излучением можно определить по
формуле

л

Л

5

где V — скорость движения воздуха, равная не более 0,5 м/с.

Числа Рейнольдса Ке воздушной прослойки пола и потолка
определяют по формулам:

пол *

пол

1 ‘ )



пот

лот

Обобщенный коэффициент теплопередачи от воздуха кабины к
наружному воздуху через пол и потолок определяют по формуле
'  О к (	I  ' । В О 1 • !	Л  ' । ';. > '» ' : ! 1 • I ' ♦

___ /1/ПОЛ л ПОЛ ‘	'''ПОТ л пот

СТ	~

ПОЛ I 1 пот

Удельный тепловой поток через стенку можно записать в виде

К
Температуру обшивки Т & можно определить при совместно^
решении уравнений:

<т=<,.с+?:-<УЧ.

По полученному значению Т уточняют удельный тепловой по-
ток через стенку <?*, по которому определяют тепловой поток
т~\ #	ст

^ст’

Потребное количество тепла, которое необходимо подвести с
воздухом из системы кондиционирования СКВ на обогрев, можно
определить из уравнения

$:кв =	- о:б - •

Кроме того, в гермокабину поступает дополнительное количе-
ство воздуха на вентиляцию с меньшей температурой, чем для
обогрева. Поэтому необходимо подвести тепло с воздухом (}*

Значения ф*кв и ф*оп определяют по формулам:

где Г об—температура воздуха, поступающего из системы обогре-
ва в панель; (?*скв и 6*0П — соответственно массовый расход воз-
духа для обогрева и вентиляции гермокабины; Тохл — темпера-
тура воздуха, поступающего на вентиляцию кабины.

Температура воздуха в гермокабине согласно ЕНЛГС-3 дол-
жна быть равна 17—25°С. Максимально допустимая температура
Сб определяется теплостойкостью материалов и физиологическими
нормами и не должна превышать 70—80°С. Минимальная темпе-
ратура при охлаждении должна быть не ниже 5°С, чтобы предот-
вратить образование инея или тумана, поэтому /Об=25—35°С.
Значение С*оп можно принять в пределах (0,25—0,30) (7*кв.

Потребный расход воздуха, необходимый для обогрева и вен-
тиляции гермокабины, можно определить по формуле

Полученное значение расхода воздуха проверяют по допусти- ;
мой концентрации вредных примесей, в основном, по допустимой
концентрации СО2. Потребный расход воздуха по допустимой кон-
центрации СО2 можно определить по формуле

/ О Г"*	__ р \

С?прот = (— : ——— 1<7ГГ,
пог \/?г	100 /

где —отношение молекулярной массы воздуха к молекуляр-
ной массе СО2, равное 0,658; Гдоп=0,11°/о—допустимая доля
СО2 в кабине; Гг=0,03%—допустимая доля газовой примеси в
кабине; д* — газовая примесь, выделяемая источниками, нахо-
дящимися в кабине.

Газовая примесь определяется по формуле

где п — количество членов экипажа и пассажиров на борту са-
молета.

Из двух значений, определенных по тепловому расчету и по
допустимой доле вредных примесей, выбирается большее значение
@рог и находится количество воздуха, приходящееся на одного
человека:

Ор = Ор 1п .

П пот/

Полученное значение должно быть не менее значения, приве-
денного в ЕНЛГС-3.

Расчет системы панельного обогрева должен вестись из усло-
вия максимального приближения системы «панель — воздух» к
изотермическому состоянию. Тогда должно соблюдаться равенст-
во температур:

т — т — т

1 1	7 ВЫХ 1 К ’

где Т\—температура стенки панели со стороны кабины; Твых —
температура воздуха на выходе из панели в кабину.

Расчет системы панельного теплообмена для режима крейсер-
ской скорости полета на рабочей высоте производится методом
последовательных приближений. Основной задачей теплового рас-
чета является определение температуры воздуха, подаваемого
в канал обогрева, в зависимости от толщины теплозвукоизоляции.
Расчет производится для одной панели в предположении, что те-
плообмен всех панелей одинаков:

(У

х пан

пан ?
где (?пан — тепло, поступающее в одну панель; фпот — потребное
количество тепла, отбираемое от системы кондиционирования;
^паи—количество панелей, выбираемое из условий компоновки.

Потребное количество тепла определяют по формуле

О* = Ор со(/об —4) .

^пот пот р к оо к/

Потребную температуру воздуха в канале панельного обогрева
Г. в первом приближении рассчитывают по формуле

где — температура стенки панели со стороны канала; — ко-
эффициент внутренней стенки панели; 8^ — число Стантона для
стенки панели.

Температуру внешней стенки панели со стороны канала вы-
числяют по формуле

т — т ____л* 21

У IV1	7 1 Ч1 ,	’

Л1

где — удельный тепловой поток через внутреннюю стенку па-
нели, принимаемый со знаком минус; 61 — толщина стенки пане-
ли; Л1 — коэффициент теплопроводности стенки панели.

Удельный тепловой поток через внутреннюю стенку определя-
ют по формуле

где /пан— площадь стенки панели: /пан = Ьпан /пан; 6пан — шири-
на панели; /пан — высота панели.

Коэффициент внутренней стенки можно определить из соотно-
шения

1 + В1

где В1 — критерий Био: В1= а^/^; ак =4,6—9,3 Вт/(м2-К) —ко-
эффициент теплоотдачи от внутренней стенки к воздуху кабины.
Число Стантона для стенки панели определяют по формуле

При числах Ре >5000 течение воздуха считается турбулентным
и числа Пекле определяют по формулам:

Ре = РеРг, Ре(2Л) = -ЙЙВ1 ,

а

где Уп — скорость воздуха в панели; а — коэффициент темпера-
туропроводности: а = л/рС г; Ск = 1,4 Ср — удельная теплоемкость
.воздуха при постоянном объеме.

Скорость воздуха в панели рассчитывают по формуле

где /— площадь поперечного сечения панели: /=^Г|ан2^; 27? —
расстояние между стенками канала подвода воздуха.

Чтобы выбрация и шум, вызываемые течением воздуха, не пре-
вышали допустимых значений, скорость воздуха в панели не дол-
жна превышать 15—52 м/с. Числа Рейнольдса для воздуха в па-
нели обогрева определяют по формуле

2УП2/?

Потребную температуру воздуха, подаваемого в канал панели
обогрева, во втором приближении Т"о рассчитывают по формуле



где Т2=Т^ — температура внешней стенки панели; /п— длина
панели.

Число Стантона для внешней стенки панели определяют по
формуле
где ^2

коэффициент внешней стенки панели:

Для современных дозвуковых самолетов $2^0,070 м.

Если То' отличается от То" более, чем на 3%, то необходимо
изменить значение о2 и повторить расчет до совпадения результа-
тов. После подбора толщины теплозвукоизоляции 82 определяют
температуру внешней стенки канала панели по формуле

к _	'

Т^2 = т2 + Л Ре2я 8(2 (/у _ Гк/).

2.4.2. Пример теплового расчета системы кондиционирования
магистрального среднего самолета Ту-154М

Тепловой поток от экипажа и пассажиров определяем по фор-
муле

=	р* = 130-6+116-180 = 21660 Вт,

где п = иэк + «бп +ДПаС; ^эк =3 — число членов экипажа; ибп = 3—
число бортпроводников; ппас = 180 — число пассажиров.

Тепловой поток от оборудования рассчитываем по уравнению

=0,5-21660 (1-0,86) = 1516 Вт,

где ЕД^об = 0,5(2*, ^/ = 0,86.

Для определения теплового потока от солнечного излучения
сначала находим площадь гермокабины:

где с?=3,8 м — диаметр гермокабины; /=31 м — длина гермокаби-
ны.

Приняв площадь остекления Рс равной 1,5% Егк, получим

Ес = 0,015кхП; Ес =0,015-3,14-3,8-31=5,55 м2.

Затем вычисляем удельный тепловой поток от солнечного из-
лучения:

^^^с/сС08®,	=0,6-1388-0,707 = 588,79 Вт/м2,

где ср = 45°.
Солнечное излучение рассчитываем по формуле

О’ = <7*	, «У = 588,79 • 5,55 = 3268 Вт.

С*	с

Удельный тепловой поток через стенку гермокабины оп-
ределяем, используя д* и <7*уч. Равновесную температуру
на высоте полета Я=10 км при Л4 = 0,85 определяем по формуле
ъ _ 1	\

1	+ г-—-Л42 >

2	/

Г,--=(273 -50) 1 + 0,

-±^---— 0,852 = 252°С.

2	/

✓

Удельный тепловой поток конвективного теплообмена вычисля-
ем по уравнению

^с = аДТе-7>); С=1°0 (252-^).

Удельный тепловой поток от солнечного излучения рассчиты-
ваем по формуле

=588,79-0,3 -1 =56,3 Вт/м8,

0,14

где Д8=0,3.

Удельный тепловой поток, излучаемый с поверхности самолета,
находим из выражения

Сч =0,07-5,68-10-8- ^=0,4 •

Тогда 9*т = ?„"с + 9* - <7*уч;

?*т = 100(252—Т№) +56,3—0,4- КНТ^ =

= 25256,3—1007г—0,4- Ю-8^.

Удельный тепловой поток определяем через стенку гермокаби-
ны д*.г, используя обобщенный коэффициент теплопередачи от
воздуха гермокабины к наружному воздуху ксг. Для этого сна-
чала определяем эффективный коэффициент теплоотдачи от воз-
духа кабины к полу а пол. эф при температуре воздуха в гермока-
бине 1ГК =20°С, а затем находим входные параметры при /=20°С:

2=0,024 (1 +0,003/) = 0,024(1 + 0,003-20) =0,02544 Вт/м -град;
390 I Тк	390	/273+20\3'2

и = р,0------ —  =1,71-10 6 ——----------------- ------- |

Тк+1171 273 /	(273+20)+117 \ 273 )

= 1,81 -10“5Н- С/М2;

г. олпл	оопл 1.81 • 10-5-0,28 л

Рг = 3600	= 3600 - ..........— 0,72, д = ра + Др;

л	25.44-10~3	и

рк = 0,264+ 0,59 = 0,854 кт с/см2 =8540 кгс/м2=0,854-105 Па;

(20+2)

ср = 273 + 21 = 294°К; (3 = -—

Ср

5 Д/ — /ст

Ыи= с(6гРгр; Ыи = 0,4(1,21 • 109)0’2

ПОЛ

пот	? и-пол

= 0,337 Вт/(м2-град);

апол.эф — 0,926сб1)ОЛ, Япол.эф =0,926-0,337 = 0,312 Вт/ (м2трад),

где Др —перепад давления в гермокабине, равный 0,59 кг/см2
(0,59-105 Па); рн — давление на высоте 10 000 м, равное
0,264 кг/см2 (0,264-105 Па); о = 1,98 м — высота гермокабины;
с=0,4, п = 0,2 — коэффициенты; СгРг = 1,68-109-0,72=1,21-109-
Ср=0,28 Вт.ч/(кг-град).

Эффективный коэффициент теплоотдачи от воздуха кабины к
потолку апот.эф при температуре воздуха в гермокабине /гк =20°С
определяем по формуле

апот.эф = 1,625 апот; апот.Эф = 1,625-0,337 = 0,548 Вт/(м2-град).
Для определения эффективного коэффициента теплопроводно-
сти ^пот.эф воздушной прослойки под полом сначала находим сред-
нюю температуру воздуха под полом по формуле

где /ст=6°С— температура стенки фюзеляжа изнутри под полом;
/пол—температура стенки пола изнутри под полом, которая на
}0°С ниже температуры гермокабины.

Затем) определяем входные параметры при 8°С:

А = 0,024 (1+0,003/); Л=0,024(1+0,003-8) =0,0246 Вт/мтрад;

 '	I	 I	Ву	а| Г , ')/К

1»= 1,71-10-5

_____390 ____

(273 + 8)+ 117

25,44-10-3

Рг = 3600

Рпол Рпот ч

8540

28,29(273 + 8)

= 1,0743 кг/м8;

1,75-10~5

1,0743

1,629-10~5М2/С;

= 273+/

Гс =273 + 8 = 281К;

Т

1 ср

^ = 4о-, — 4т, Д^=10—6 = 4°С;



цол *

Вро	ОЯ1.13

Си = Жлиь д/; Си =-----------21—----------4 = 0,526 • 109;

•С	281 (1,629-10~5)2

СгРг = 0,526-109 0,72 = 378,7-106;

1  0.0236(ОгРг)1-393 .	= ] , _0,0236(378,7- Ю9)1’353

* ОгРг + ЮЮО ’	'	378,7  106+10100

Келол =	; Кепол =	= 24555;

V	1,629-10-°
а, = 0,386/?е~05 Рг+рС'„1/,

а, =0,386 ---1---3600 —-—0,28-0,4-1,0743= 1,326 Вт/м2трад;

24555°-5	0,722/3

аПол.эф=е^Л+ал8пол; апол.эф = 56,5 0,0246+ 1,326-1=2,716,

где опол =1 м — высота под полом; Г=0,4 м/с — скорость движе-
ния воздуха под полом.

Для определения эффективного коэффициента теплопроводно-
сти ^пот.эф воздушной прослойки над потолком принимаем ^пот =
=4ол =8°С. Тогда параметры X, |л, Рг, р, р, V, Гср, А/ будут такие
же, как для воздушной прослойки пола. Число Грасгофа рассчи-
тываем по формуле

Рр-83	9,81 -О, I3

где 8ПОТ =0,1 м — высота над потолком.

Затем определяем произведение чисел Грасгофа и Прандтля:

СгРг =0,526-106-0,72 = 378,7- 103.

Коэффициент конвекции рассчитываем по формуле

,	0,0236 (СгРг) 1)393 . л , 0,0236 (378,7 • 103)1’393

СгРг+10100	378700+10100

Числа Рейнольдса находим по формуле

о _ 1'Лот. г, _	0,1-0,1	_

"от V '	1,629-И-»-5	61

Коэффициент теплоотдачи через потолок излучением вычисля-
ем по формуле

«Д = 0,386(Ке)-»-з (Рг)“ $ рСр V;

алпот = 0,386 • 3600	07^273 • 0,28-0,1-1,0743 = 2,10.

Эффективный коэффициент теплопроводности воздушной про-
слойки над потолком рассчитываем по формуле

Хпот.эф = екХ -+ алвпот; дпот.Эф = 1,036-0,0246 + 2,1-0,1 = 0,236.
У к

.4

Коэффициент теплопередачи определяем через пол:

где 61 = 0,020 м— толщина пола; Х1 = 0,2 Вт/(м-град)—коэффи-
циент теплопроводности пенопласта, из которого изготовлен пол;
62=0,005 м — средняя толщина теплозвукоизоляции под полом;
Х2 = 0,109 Вт/(м-град- —коэффициент теплопроводности стекло-
волокна, из которого выполнена теплозвукоизоляции.

Коэффициент теплопередачи определяем через потолок:

где 61 = 0,002 м — толщина потолка; %1 = 0,293 Вт/(м-град! — ко-
эффициент теплопроводности текстолита, из которого выполнен
потолок; 62 = 0,05 м —толщина теплозвукоизоляции над потолком,
выполненной из стекловолокна.

Обобщенный коэффициент теплопередачи кст от воздуха каби-
ны к наружному воздуху определяем через пол и потолок:

ПОЛ

0,268-77,5 + 0,367-31

пол

77,5 + 31

/'„„=2,5-31 = 77,5 м2;

ПОТ

пот

Лог =1.31 = 31



где &п01 =2,5 м — ширина пола; / = 31 м —длина пола; #пот= 1 м —
ширина потолка.

Удельный тепловой поток находим из уравнений:

д-й <?:т=о,3(293-7-к-).
Температуру наружной поверхности стенки Ту определяем из
совместного решения уравнений:

<т = 0,3(293—7„); 9*т =25256,3-ЮОГж-0,4-10 -«7^,

где 7+, = 252 К.

Удельный тепловой поток уточняем через стенку:

<ГСТ= к„ (Тк—Тг); <т =0,3 (293—252) = 12,ЗВт/м2

и тепловой поток определяем также1 через стенку:

<2сг=	<3С> 12,3-108,5= 1335 Вт,

где Л;Т =-^пол Ч~ ^пот > 7\т = 77,5 4-31 = 108,5 м2.

Затем определяем тепловой поток, который необходимо подве-
сти от системы кондиционирования воздуха:

%+<?:•

СУ = -1335+21660+ 1516+3268=25109 Вт,

7

и расход воздуха, который поступает от системы кондиционирова-
ния на обогрев:

СКВ

СКВ

25109

0,28 (308—293)

= 5978 кг/ч.

Расход воздуха, потребный на вентиляцию гермокабины, вычи-

сляем по формуле

Ор — 0,25Ор ,
ДОП ’ СКВ ’

Ор „ =0,25-5978=1495 кг/ч.
г—Ч Ж *

Дополнительный тепловой поток, потребный для подогрева воз-
духа на вентиляцию до температуры гермокабины, находим по
формуле

<?:оп = Ср < т*~	=0,28 (293-289) 1495= 1675 Вт,

где ГОХЛ = 289°С — температура воздуха, поступающего на венти-
ляцию гермокабины.

Потребное количество воздуха, поступающего в гермокабину
на одного человека, определяем по формуле

Ор =

ПОТ

пот

25109+ 1675

0,28 (308—293)

= 6377 кг/ч;
р = ++ ; ОР =	7 = 34 кг/ч,

" п "186

где Сп — количество воздуха, приходящееся на одного человека
в 1 ч-

Такое количество воздуха удовлетворяет требованиям
ЕНЛГС-3.

Для определения потребного количества воздуха по допусти-
мой концентрации вредных примесей находим газовую примесь:

= 1,98 — ; ?гп = 1 -98'186 = 7 3656 кг/ч
50	5

потребный расход воздуха:

Ор =------? . Ор = 0,658-100	7,3656=6058 кг/ч

пот (Поп-Гг)/Ю0 "от (0,11—0,03)

и количество воздуха, необходимое для одного человека:

ОР = ОР ,'я; ОР = —- =32,6 кг/ч.

П ГЮТ 1 П 186	’

Подаваемое количество воздуха в гермокабину обеспечивает
требования ЕНЛГС-3 и допуски по концентрации вредных приме-
сей.

Количество отбираемого воздуха в систему кондиционирова-
ния от трех двигателей на самолете Ту-154М составляет 6900 кг/ч.
При полной загрузке (186 человек) количество воздуха равно

Ю0 690	07	/

С+ —------= 37 кг/ч.

п 186

Толщину теплозвукоизоляции §2 определяем по потребной тем-
пературе воздуха То в канале панельного обогрева. Для этого по
условиям компоновки панельного обогрева принимаем гпан=72,
&пан = 0,5 м, 27? = 0,015, /пан = 1,6 м.

Входные параметры воздуха рассчитываем по формулам:

пых

35 + 20

ср

Рвх = Ра :	=0,264 + 0,62 = 0,884 кг/см2 = 0,884• 105 Па;

'.."............... -88“+89” -«» «--О»» п..
где 1СГ— средняя температура воздуха в панели; рвх —давление
воздуха на входе в панель; Др вх — перепад давления воздуха на
входе в панель; рпаа — среднее давление воздуха в панели.

Для определения потребной температуры воздуха в канале Тг
первого приближения вычисляем удельный тепловой поток:

о* — О*	25109

= —-О1—— =436 Вт/м2,

/	79. Л . 1 &	‘

^пчн/пан	1	15^

температуру внешней стенки панели со стороны канала:

= Л -	; Т » = 293-436	=291,5 К,

где 81 = 0,001 м— толщина стенки панели; /1 = 0,293 Вт/ (м •• град) —
коэффициент теплопроводности текстолита, из которого выполне-
на стенка панели; 71 = 7+= 293 К;

коэффициент теплопроводности воздуха:

Х= 0,024 (1+0,003/ср); X = 0,024 (1 + 0,003 • 27,5) = 0,026 Вт/ (м • град);

критерий Био:

_9+),001
0,293

= 0,031;

коэффициент внутренней стенки панели:

0,293-0,0075

0,026-0,001

Рпан

плотность воздуха:

Рпан

Ри ан
444

8690	_

28,29(273 + 27,5)

= 1,022 кг/м3;

скорость воздуха в панели:

'  НОТ	СКВ •

п 	~

5978

^пан г 7

коэффициент динамической

72 1,022-0,5-0,015-3600

вязкости:

- =3,01 м/с;

п

Р'О '

* пан

пан 1
к0Эффициент кинематической вязкости:

число Прандтля:

•.

Рг = 3600!

.-«11

Рг

число Рейнольдса:

2-3,01-0,015

5017;







,< Ну



коэффициент температуропроводности:

1



рСу

числа Пекле:

Ре=5017-0,72=3612,24;

Кв(2Д) = —— ;

,,	3,01-0,015	,97(,

Ре(2Д)= „ го ~ =12/9,

число Стантона:

3612,24



потребную температуру воздуха в канале в первом приближении:

Г и/

К

1

• 1279-11,83-10
Для определения потребной температуры воздуха в канале То"
во втором приближении находим коэффициент внешней стенки пц.
нели:

0,109-0,0075 п_о.

-----------=0,524

где §2=0,060 м — толщина теплозвукоизоляции
число Стантона:

Затем рассчитываем потребную температуру воздуха в канале
во втором приближении:

 ^пан

°“	2/?

7

пан

0,015

о

Для определения погрешности рассчитываем То по двум прибли-
жениям Д/ и 7'о//:

о = —°—----100%; То

-100 = 0,68%.

1 0

Считаем, что толщина теплозвукоизоляции выбрана правиль-
но: §2 = 60 мм для Ту-154М.

Температуру внешней стенки канала во втором приближении
после подбора теплозвукоизоляции определяем по формуле

Рбг/? 812 (То

, Л 1 ‘: А

Т 1г9 252 +

1279-2,55.10 ~4 (294—252) =255,6 К
г	2.4.3. Гидравлический расчет

Во1у ' * < .1

Гидравлический расчет сводится к определению минимального
давления, при котором воздух сможет поступать от компрессора
двигателя в гермокабину. С этой целью находят гидравлические со-
противления по длине трубопроводов, а зная давление в кабине
В потери давления в системе, подбирают давление отбираемого
воздуха в систему кондиционирования. Расчет потерь в развет-
вленной системе ведут по участкам.

Гидравлический расчет воздухопроводов сводится к определе-
нию потерь давления, возникающих в результате трения и мест-
ных потерь.

Суммарные потери давления на каждом участке определяют
по формуле

Ар = Артр+Арм,

где Артр — потери давления от трения в трубопроводе; Арм —
местные потери давления в агрегатах и арматуре.

Потери давления от трения воздуха о стенки трубопроводов
вычисляют по формуле

где К — коэффициент сопротивления трения воздуха, проходяще-
го через трубу; I — длина соответствующего участка воздухопро-
вода; (1 — диаметр воздухопровода; Ув — средняя скорость воз-

духа.

Количество воздуха по мере распределения по потребителям
в воздухопроводе уменьшается, поэтому уменьшается и сечение.
Площадь поперечного сечения воздухопровода определяют по
формуле

(9₽
В

р 3600 Ув

где Св — часовой расход воздуха на участке.

Поток воздуха в трубопроводах системы кондиционирования
обычно бывает турбулентным, поэтому коэффициент сопротивле-
ния % зависит от числа Рейнольдса:

при Ке = 3-ю3—105 X = 0,3164/Ке0-25,
при Ке = 4-103—2-Ю7	Х= 0,16/Ке°>16,

О ‘

при Ре= 105—108	X — 0,0032 + ~
&*м3/ми.н

I

Рис. 2.14
При ламинарном течении в круглых трубах, когда Ке<2300,
значение Л определяют по формуле

л = 64/Ке.

Для труб некруглого сечения эквивалентный диаметр вычисля-
ют по формуле

^экв - 4^В/П,

где П — периметр поперечного.сечения воздухопровода.

Местные потери давления на рассматриваемом участке опре-
деляют по формуле

где	—коэффициент местного сопротивления.

Потери давления на трение Дргрв воздухопроводах можно оп-
ределить по номограмме (рис. 2.14) в зависимости от расхода
воздуха 6*, диаметра О и скорости V.

При панельном обогреве воздухопроводы и панели рассчиты-
вают как единую систему подвода и отвода воздуха. )

ПОД л Ц '	~

2.5.	Устройства и агрегаты системы кондиционирования

В состав системы кондиционирования входят перекрывные и
распределительные устройства, охладители, увлажнители и влаго-
отделители, регуляторы подачи воздуха, сетевого давления и тем-
пературы. Все агрегаты и устройства связаны между собой воз-
духопроводами.	।  . ’

Перекрывные и распределительные устройства включают пе-
рекрывные и регулирующие заслонки, блоки смесительных засло-
нок, перекрывные клапаны, работающие от электромеханизмов
или пневмоприводов.

На рис. 2.15 показаны схемы перекрывных и распределитель-
ных заслонок. Поворотная заслонка (рис. 2.15, а) состоит из кор-
пуса 4, внутри которого на валу 2 закреплена заслонка 3. Элект-
ропривод 1 через вал передает вращение на заслонку 3, которая,
изменяя свое положение, перекрывает подачу воздуха.

Перекрывное устройство золотникового типа (рис. 2.15, б) со-
стоит из корпуса 4, золотника 3, штока 2 и электромеханизма 7,
который через шток 2 и золотник 3 открывает или закрывает про-
код воздуха через устройство.
Перекрывное устройство поршневого типа (рис. 2.15, в) при-1 I
меняют в линиях подачи воздуха с высокой температурой, где из-1 I
за нагрева конструкции затруднительно применять электромеха-1 I
низм. Перекрывное устройство состоит из корпуса 1, внутри ко-1
торого размещен клапан 2 со штоком 11. Шток 11 соединен с |
поршнем 9, размещенным внутри цилиндра 10, к которому от зо-«
лотникового устройства 5, состоящего из соленоидных клапанов 51 '
и 6, золотника 4, подведены воздухопроводы 7. При подаче |
электропитания на сердечник соленоида 3 происходит перемеще-1
ние золотника 4 влево и открывается подача воздуха от источника |
давления по трубопроводу 7 во внутреннюю полость 8 цилиндра |
10. Под давлением воздуха поршень 9 перемещается влево и с по- Я
мощью штока 11 перемещает клапан 2 на закрытие. Для откры- |
тия устройства переключают электропитание на соленоидный кла- Я
пан 6, золотник 4 перемещается вправо. Воздух по трубопроводу |
поступает в полость 8 с противоположной стороны поршня 9 Я
и перемещает его вправо. Поршень 2 перемещается вправо, от-
крывая проход кабинного воздуха.	Л

Охладители кабинного воздуха используются при охлаждении |
воздуха, поступающего в систему кондиционирования. В гермока- Я
•бинах используются системы с компрессионно-испарительным и 
184

I
воздушными циклами охлаждения и циклом аккумулированного
холода.

Наибольшее распространен не в системе кондиционирования
получили воздухо-воздушные теплообменники. В зависимости от
относительного движения теплоносители подразделяют на прямо-
точные, противоточные и перекрестноточные. Для повышения эф-
фективности геплообмевп на практике применяют перекрестно-
точные и многоходовые воздухо-воздушные теплообменники. В
блоках вторичного охлаждения устанавливают совместно в после-
довательном подключении воздухо-воздушный теплообменник и
турбохолодильник. Турбохолодильник представляет собой воздуш-
ную турбину, в которой потенциальная энергия сжатого воздуха
преобразуется в механическую работу. В процессе превращения
потенциальной энергии в кинетическую воздух охлаждается.

Принципиальная схема устройства для охлаждения горячего
воздуха в предварительном и основном теплообменниках до за-
данной температуры показан на рис. 2.16.

Воздух отбирается от седьмой ступени компрессора двигателя
30 и через обратный клапан 23 на всех режимах работы, кроме
малых, или от, девятой ступени компрессора двигателя 22 при ра-
боте на малых режимах через заслонку отбора 32 поступает в
воздухо-воздушный теплообменник 27 предварительного охлаж-
дения через исполнительное устройство 24 регулятора расхода 26
и перекрывной клапан 25.

Заслонка отбора 32 и исполнительное устройство 24 имеют ав-
томатическое и ручное управление. В автоматическом управлении
исполнительное устройство 24 регулятора расхода 26 пропускает
воздух на предварительное охлаждение к теплообменнику 27. Ско-
рость повышения давления в кабине ограничивается регулятором
скорости изменения давления 33 за счет прерывания питания ис-
полнительных устройств 24 на открытие. При ручном режиме уп-
равления отбором воздуха исполнительное устройство 24 отклю-
чается от командных приборов регулятора расхода 26 и регуля-
тора скорости изменения давления 33, а приводится в действие
от переключателя отбора.

В автоматическом и ручном управлении отбором воздуха на
Малом режиме работы двигателя автоматически включается и вы-
ключается отбор воздуха от девятой ступени компрессора с помо-
щью перекрывной заслонки 32 по сигналу от КВ рычага управле-
ния двигателем, а также по сигналу превышения температуры
От сигнализаторов 29 и 36 в системе, если она больше допустимого
значения.

Трубопроводы и агрегаты защищены от повышения давления
злектропневматическим перекрывным клапаном 25, который авто-
Рис. 2.16


матически закрывается при повышении давления за исполнитель-
ньШ устройством 24 регулятора расхода 26 или по электрическо-
му сигналу сигнализатора давления 14.

Температура воздуха в теплообменнике 27 предварительного
охлаждения снижается за счет продува( его воздухом, отбираемым
от наружного контура двигателя 31. Интенсивность продува теп-
лообменника 27 регулируется автоматическим регулятором темпе-
ратуры 34, который работает от датчика, установленного в трубо-
проводе за теплообменником.

Для защиты от перегрева в трубопроводе за теплообменником
27 установлены сигнализаторы температуры 29 и 36. Сигнализа-
тор 36 выдает сигнал на открытие исполнительной заслонки ре-
гулятора температуры 34 и закрытие заслонки 32 отбора воздуха
от девятой ступени компрессора двигателя при повышении тем-
пературы выше заданной. Если сигнализатор 36 не срабатывает
и температура повышается, то сигнализатор 29 выдает сигнал на
исполнительное устройство 24 регулятора расхода 26 для отклю-
чения отбора воздуха.

Постоянный расход воздуха в автоматическом режиме поддер-
живается регулятором расхода 26, который выдает сигнал на ис-
полнительное устройство 24 в зависимости от рассогласования те-
кущей величины с заданной.

В случае отказа регулятора расхода 26 (повышенный расход)
его функцию выполняет сигнализатор расхода 17, который выдает
сигнал на исполнительное устройство 15.

Предварительно охлажденный в теплообменнике 27 воздух че-
рез сигнализатор расхода 17, его исполнительное устройство 15,
сигнализатор давления 14 поступает в теплообменник 2 и одно-
временно к заслонке 16 регулятора температуры 18 теплой линии.
Воздухо-воздушный теплообменник 2 представляет собой двух-
секционный по линии горячего воздуха охладитель, в котором ох-
лаждение производится продувкой атмосферного воздуха. Атмос-
ферный воздух после теплообменника 2 проходит блок обратных
клапанов 1 и сбрасывается обратно в атмосферу.

После выхода из теплообменника 2 кабинный воздух подводит-
ся к двум каналам трехканального блока заслонок 13. По одному
каналу блока заслонок 13 воздух подводится к турбохолодильни-
ку 12, по другому каналу воздух из теплообменника 2 поступает
в холодную линию, минуя турбохолодильник 12, а по третьему ка-
налу блока заслонок 13 горячий воздух после предварительного
охлаждения подмешивается в холодный.

Трехканальный блок заслонок 13 является исполнительным
Устройством регулятора температуры 5 в холодной линии.
Командный прибор 5 регулятора температуры холодной ли-
нии, получив сигнал от датчика температуры 7, управляет поло-
жением трех заслонок 13, и обеспечивается перераспределение по-
токов воздуха. В линии холодного воздуха устанавливается за-
данная температура.

Воздух из блока заслонок 13, поступая в турбохолодильник 12,
охлаждается до более низкой температуры, чем в воздухо-воз-
душном теплообменнике 2. Развиваемая на валу турбины турбо-
холодильника 12 мощность расходуется на вращение вентилятора,
который отсасывает воздух из атмосферы через воздухозаборник
и продувочный тракт теплообменника 2 и сбрасывает его в ат-
мосферу.

На больших высотах канал, по которому воздух подводится
к турбохолодильнику 12 от блока заслонок 13, перекрывается, от-
ключая охлаждение в турбохолодильнике 12. Воздух до заданной
температуры в холодной линии охлаждается в теплообменнике 2
за счет атмосферного воздуха от скоростного напора, который вы-
ходит через блок обратных клапанов 1 в канал вентилятора тур-
бохолодильника. Вентилятор работает в этом случае в режиме
авторотации.

На земле при отсутствии скоростного напора теплообменник 2
охлаждается потоком воздуха, засасываемого вентилятором тур-
бохолодильника 12, из атмосферы.

Пройдя турбохолодильник 12 или минуя его после теплообмен-
ника 2, холодный воздух поступает во влагоотделитель 4, где из
него удаляется влага, которая отсасывается и подается системой
впрыска 3 во входной патрубок продувочного воздуха теплооб-
менника 2 для повышения эффективности охлаждения горячего
воздуха.

После влагоотд ел ителя холодный воздух делится на два пото-
ка. Один поток подводится в коллектор холодного воздуха 11 че-
рез обратный клапан 6 и перфорированный насадок 10. Другой
поток смешивается с горячим воздухом через обратный клапан 8
после заслонки регулирования теплого воздуха 16, образуя линию
теплого воздуха, которая подает воздух в коллектор 21 через об-
ратный клапан 20 и перфорированный насадок 10.

Командный прибор 18 регулятора температуры теплого возду-
ха от датчика температуры выдает сигнал на исполнительное
устройство 16, регулируя подачу горячего воздуха в теплую ли-
нию, обеспечивая заданную температуру. Сигнализатор темпера-
туры 9 в коллекторе теплого; воздуха 21 выдает сигнал на испол-
нительное устройство 15 сигнализатора расхода 17.

За воздухо-воздушным теплообменником 27 предварительного
охлаждения воздуха установлен сигнализатор давления 28, кото-
рый выдает сигнал на сигнализатор расхода 17 и его исполнитель-
ное устройство 24 при повышении давления выше заданного.

Заслонка 19 в коллекторе горячего воздуха подключает дру-
гие подсистемы предварительного охлаждения.

Воздух от турбонасосной установки 35 поступает в систему
увлажнения воздуха.

Увлажнители воздуха применяют для повышения влажности
поступающего в кабину воздуха. На больших высотах атмосфер-
ный воздух становится практически сухим. Длительные полеты
вызывают неприятные ощущения сухости и приводят к заболева-
ниям гортани, поэтому на некоторых самолетах в системе конди-
ционирования устанавливаются увлажнители воздуха.

Принципиальная схема увлажнения с пульверизаторным раз-
брызгиванием влаги и циклонным удалением капель воды показа-
на на рис. 2.17. В этой системе кондиционирования применены
три линии: воздушная, отбираемая от системы кондиционирова-
ния, водяная, отбираемая от системы водоснабжения, увлажнения
воздуха, подводящая воздух в линию вентиляционного короба.

Система включается в работу переключателем 1, который за-
мыкает электроцепь на открытие заслонки с электромеханизмом
4. Воздух из гермокабины по трубопроводу 5 подается на турби-
ну турбонагнетателя 3 и выходит в атмосферу.

Под действием перепада давления между гермокабиной и ат-
мосферой турбина приводит во вращение центробежный комп-
рессор турбонагнетателя 3. В компрессор поступает горячий воз-
дух по трубопроводу 2, отбираемый из линии после теплообмен-
ника предварительного охлаждения (см. рис. 2.16, 35). За счет
сжатия в компрессоре турбонагнетателя 3 температура воздуха
повышается. Сжатый и подогретый воздух поступает в эжектор-
увлажнитель 6 через сопло с большой скоростью, и создается пе-
репад давления (эффект эжекции), под действием которого вода
из регулятора уровня 15 поступает в приемную камеру эжектора-
увлажнителя 6 и распыляется в потоке воздуха, поступающего в
сепаратор 7. В циклоне сепаратора 7 за счет центробежных сил
происходит отделение неиспарившейся воды, которая стекает по
стенкам на дно. Выделившаяся в сепараторе вода по трубопро-
воду снова поступает к эжектору-увлажнителю 6, а при выключе-
нии системы уходит на слив в раковину умывальника 10 по тру-
бопроводу 8.

Очищенный от капель воды поток влажного воздуха из сепа-
ратора 7 подводится к воздушному эжектору 9, в который за счет
эжекции поступает воздух из гермокабины, в результате чего уве-
личивается количество увлажненного воздуха и снижается его
температура. Смешанный поток увлажненного воздуха направля-
ется в вентиляционный короб по трубопроводу 16.
Увлажнение
Вода к регулятору уровня 15 подается от системы водоснаб-
жения по трубопроводу 11 при открытом запорном кране 12. Не-
обходимый уровень воды в регуляторе поддерживается поплав-
ковым клапаном. Слив воды из регулятора уровня осуществля-
ется через обратный клапан 14. При повышении уровня воды в
регуляторе 15 излишки воды отводятся в раковину умывальника
10 по трубопроводу 13. Выключение системы осуществляется за-
крытием заслонки 4.

Влагоотделители предназначены для удаления излишков вла-
ги в воздухе, поступающем в гермокабину после охлаждения в
теплообменнике и турбохолодильнике. Капельная жидкость, осе-
дая в блоках регулирующей аппаратуры, может привести к отка-
зам в работе, создать в гермокабине туман, затрудняющий эки-
пажу самолета пилотирование, или вызвать неприятные ощуще-
ния у пассажиров. Для удаления капельной влаги в системе кон-
диционирования устанавливаются влагоотделители. Принципи-
альная схема влагоотделителя с коагулятором показана на
рис. 2.18.

Рис. 2.18

Воздух от узла охлаждения через входной фланец 1 поступает
На коагулятор 2. В коагуляторе 2, выполненном из мелкоячеистой
сетки, крупные капли задерживаются в порах. Укрупненные кап-
ли воздушным потоком сдуваются и через кольцевой зазор 9 сли-
чаются в дренажный штуцер 8.

После первичного удаления влаги в коагуляторе 2 воздух по-
ступает в закручивающий винт 3, откуда отброшенная к перифе-
рии мелкая влага поступает в сепарационный канал 4, водоло-
вушку 5 и через возвратную трубку 6 влага удаляется в дренаж-
ный штуцер 8. Очищенный от влаги воздух через выходной фла-
нец 7 поступает в систему. В случае повышения давления на ко-

агуляторе 2 открывается предохранительный клапан 10 и пропус-

кает воздух без очистки от влаги к выходному фланцу 7.
Принципиальная схема влагоотделителя с завихрителем пока



Влажный.
Воздух

Рис. 2.19

Охлажденный воздух из узла охлаждения с взвешенными час-
тицами влаги проходит через диффузор 1, сетки коалесцера 2, где
капли воды сливаются в крупные, и поступает в завихритель 3. В
завихрителе 3 капли воды, под действием центробежных сил от-
брасываются на периферию, затем попадают в полость между во-

досборником 4 и крышкой

влагоотделителя

оттуда стекают

вниз и отводятся через штуцер 5 и сливную трубку.	I

Для обогрева сливного штуцера с целью предотвращения его
замерзания из системы кондиционирования подводится горячий
воздух. При повышении гидравлического сопротивления влагоот-

делителя в случае замерзания или засорения

сеток коалесцера

воздушный поток, преодолевая усилие пружины 6, открывает кла-

А'

пан 7, установленный в седле <?, и направляется

в магистраль.

Регуляторы подачи воздуха устанавливаются на ВС для авто-
матического поддержания заданного расхода воздуха, подавае-

мого в гермокабину независимо от режима работы

двигателей

I1':
Наибольшее распространение в гражданской авиации получили
пневмоэлектрические и пневматические регуляторы.

Принципиальная схема пневмоэлектрического регулятора по-
дачи воздуха показана на рис. 2.20. Релейный регулятор непря-
мого действия с электрическим сервоприводом состоит из команд-
ного прибора 8, датчика расхода воздуха 7 и исполнительного
механизма 6.

расхода бозоцха

Рис. 2.20

Командный прибор, получив сигнал от датчика в виде перепа-
да давления, выдает электрический сигнал на исполнительный
механизм. Заслонка регулятора закрывается или открывается,
изменяя расход. Командный прибор 8 имеет полости А и В, сое-
диненные с датчиком расхода воздуха 7, выполненнным в виде
трубы Вентури. При установившемся заданном расходе воздуха
перепад давления в узком и широком сечениях датчика расхода
7» в полостях А и В командного прибора 8 и усилие сильфона 9
Уравновешиваются таким образом, что контакты 10 находятся в
Разомкнутом положении. Положение заслонки исполнительного
механизма 6 соответствует заданному расходу воздуха. При изме-
нении расхода воздуха через датчик 7 изменяется перепад дав-
ления в полостях Л и В командного прибора 8, который действу-
ет на мембрану 7, происходит разбалансировка системы, и контак-
ты 10 замыкаются, выдавая электрический сигнал на реле 3 или 4.
53 — 59-1	193
Реле срабатывает и подает электропитание на двигатель 5, ко.
торый поворачивает заслонку исполнительного механизма 6 на
уменьшение или увеличение расхода воздуха.	,я

’ Переключатель 2 служит для ручного или автоматического уп--
равления работой регулятора и имеет три положения АВТОМАТ^
•БОЛЬШЕ и МЕНЬШЕ.	, ,Я

Принципиальная схема пневматической системы подачи воз-
духа показана на рис. 2.21. Система включает датчик расхода
воздуха 6, командный прибор 11, исполнительный механизм 2, ре-
гуляторы избыточного давления 15 и воздушные фильтры 16. Ц

Поток
Воздуха

11Я

/4 13

Рис. 2.21

. При прохождении воздуха в магистрали системы кондициони-
рования 4 на сужающем устройстве 7 датчика расхода воздуха;
6 возникает перепад давления. С помощью пневматического пов-
торителя 8 и повторителя со сдвигом 9 на дросселе потокоотдели-й
теля 5 поддерживается перепад давления, равный перепаду в су-
жающем устройстве 7. В результате через дроссель потокоотдели-;
теля 5 обеспечивается расход воздуха, пропорциональный расходу,
в магистрали 4. Этот расход создает на линейном дросселе 10 ко-
мандного прибора 11 давление, которое является выходным дав-
лением датчика расхода 6.	я
Управляющее давление формируется задатчиком 12, который
подключается к блоку управления 14. Для обеспечения плавного
выхода на режим задатчик 12 соединен с блоком управления че-
рез элемент задержки 13. При заданном расходе в магистрали
4 дроссельная заслонка 3 исполнительного механизма 2 остается
неподвижной. В случае отклонения расхода от заданного возни-
кает разница между управляющим давлением и выходным давле-
нием датчика расхода 6. Блок управления 14 формирует пневмо-
сигнал в зависимости от величины рассогласования этих давлений.
Пневмосигнал рассогласования является выходным параметром
командного прибора 11. Сигнал от командного прибора И посту-
пает на дроссельную заслонку 3 исполнительного механизма 2.
Заслонка поворачивается, изменяя проходное сечение, что обеспе-
чивает расход воздуха в заданных пределах.

Питание системы осуществляется от основного трубопровода
4 подачи воздуха в гермокабину. Питающий воздух очищается
фильтрами-отстойниками 16 и стабилизируется до необходимого
рабочего давления регуляторами избыточного давления 15. Зас-
лонка 1 перекрывает подачу воздуха через трубопровод 4. Питаю-
щий воздух отбирается до и после заслонки 1.

Сетевые регуляторы заданного давления воздуха, подаваемого
в систему кондиционирования, могут поддерживать избыточное
или абсолютное давление. Регуляторы избыточного давления пред-
ставляют собой редукторы, которые регулируют давление относи-
тельно окружающей среды, а регуляторы абсолютного давления
поддерживают разность давления между выходным давлением и
давлением в герметичном объеме чувствительного элемента.

Сетевые регуляторы давления подразделяют на регуляторы
прямого и непрямого действия и имеют разнообразные конструк-
тивные решения. Принципиальная схема сетевого регулятора дав-
ления показана на рис. 2.22.

Работа регулятора основана на принципе равновесия сил, дей-
ствующих на сильфон 5 с пружиной 4. Усилие пружины 4 урав-
новешивается регулируемым давлением р2. Каждому установив-
шемуся режиму работы регулятора соответствуют определенная
величина подъема клапана 3 и давление золотника р30Л. Соотно-
шения проходных сечений седла 2 и дросселя 1 подобраны так,
Что незначительное изменение давления на выходе рг приводит к
значительному изменению давления золотника.

При понижении давления на входе р\ выходное давление р2
Уменьшается и сильфон 5 разжимается, сокращая величину
Подъема клапана 3, вследствие чего давление р30л падает и
поворачивает заслонку 6 на увеличение проходного сечения.
Рзол

Кг.

Давление на выходе рг увеличивается, и вновь наступает

равно-,
весне сил на чувствительном элементе 5. Если давление р\ повы-

шается, то происходит аналогичный процесс, во время которог^
заслонка 6 прикрывается.	Н

Регуляторы избыточного давления применяют для защиты аг-
регатов системы от высоких давлений, а регуляторы абсолютного
давления для обеспечения постоянного массового расхода воЗ-1
духа.	-1

Регуляторы температуры воздуха обеспечивают регулировав
ние температуры воздуха в кабине при изменении температур!®
подаваемого воздуха с относительно постоянным расходом. Струк-
турная схема системы регулирования температуры показана на.
рис. 2.23.	И

Рис .2.23



.ф
I
Горячий воздух по линии 9 от двигателя поступает в агрегаты
горячей линии 1 и подается в смеситель 5. Другая часть воздуха
от двигателя по линии 9 поступает в агрегаты холодной линии 8
и через обратный клапан 6 — в смеситель 5. Часть холодного воз-
духа по линии 7 поступает на общую и индивидуальную вен-
тиляцию.

Датчик 4, отрабатывая заданную температуру в гермокабине
3, выдает сигнал на регулятор температуры 2. Регулятор темпера-
туры усиливает поступивший сигнал и подает питание на элект-
ромеханизм смесителя 5. Заслонки смесителя изменяют положе-
ние, смешивая горячий и холодный воздух в требуемых количест-
вах. После смесителя воздух поступает в гермокабину 3.

Распределитель или смеситель воздуха регулятора температу-
ры представляет собой агрегат с двумя заслонками, синхронно
связанными между собой рычагами с управляемым электромеха-
низмом. Конструкция смесителя воздуха с электромеханизмом
показана на рис. 2.24.
На корпусе 11 установлены заслонки холодной 12 и горячей /
линий, связанные с электромеханизмом 6 тягами 5,8 через качал!
ку 7, оси 2, 10' и рычаги 4, 3, 9. От сигнала регулятора температур
ры электромеханизм 6 через кинематическую связь поворачивает
заслонки 1, 12 и обеспечивает смешивание горячего и холодногм
воздуха до необходимой его температуры на выходе.

Воздухопроводы системы кондиционирования на пассажирских
самолетах имеют длину в несколько сот метров, диаметр труб ра-
вен 4—200 мм. Воздухопроводы обеспечивают транспортировку
воздуха с температурами от минус 40 до +600°С и давлением-;
до 2,5 МПа.	? л, . , Гу

Воздухопроводы горячей линии, работающие в условиях высо-
ких температур и давлений, изготавливаются из жаропрочных ле*4
гированных сталей. Стыковка отдельных участков между собой
осуществляется жесткими и подвижными соединениями.	Д

Жесткие соединения выполняются в виде резьбовых соедине-
ний и соединений с помощью хомутов.	I

Резьбовые соединения (рис. 2.25, а, б, в) выполнены с помощью
гайки 1 на одной трубе и штуцера 3 на другой, которые упи-
раются в установочные 4 или упорные 5 кольца. Уплотнение
выполнено мягкими кольцами 2 или вкладышами 6.	|

Трубы у соединений с помощью хомутов имеют фланцы 8
(рис. 2.25, г,д), между которыми устанавливаются уплотнитель-
ные прокладки 2. Фланцы труб стягиваются хомутом 7.	

Для исключения влияния вибраций, компенсации температур'
ных изменений длины и монтажных погрешностей применяют
различные типы подвижных соединений. Типовые подвижные со-
единения труб с помощью гладких муфт (а) и муфт с гофром (6)

| доказаны на рис. 2.26. Муфты изготавливаются из стеклоткани,
пропитанной термостойкой резиной. Трубы 3 в таких соединениях
имеют отбортовки, на которые одеваются муфты 1. Муфты на
трубах крепятся стяжными хомутами 2. Герметичность соедине-
ния достигается плотным прилеганием внутренней поверхности
муфты к поверхности воздухопровода.

Подвижные соединения труб с помощью сильфонного и шар-
нирного компенсаторов применяют в воздухопроводах в районе
двигателей, где создаются высокие температуры и большие виб-
рации.

Сильфонный компенсатор (рис. 2.27, а) состоит из гильзы 5,
упорных колец 1 и 4, сильфона 3 и гаек 2, 6. Гильза 5 с одной
стороны жестко соединена с упорным кольцом 1, а на другой сто-
роне имеет направляющий буртик, центрирующий гильзу относи-
тельно упорного кольца 4. Сильфон 3 жестко крепится с двух сторон
к упорным кольцам 1 и 4. При соединении гайки 2 и 6 наворачива-
ются на резьбовые фланцы воздухопроводов. Герметичность со-
единения достигается за счет плотного прилегания поверхностей
фланцев труб и упорных колец через уплотнительные прокладки.

Шарнирный компенсатор (рис. 2.27, б) имеет шаровые узлы 9,
с помощью которых он подсоединяется к воздухопроводам. С од-
ной стороны шаровой узел имеет поршень 6, заканчивающийся
Жаровым наконечником, на который надет патрубок 1, удержива-
емый на шаровом наконечнике гайкой 4 с контровочным винтом
Г Герметичность патрубка с шаровым наконечником обеспечива-
ет уплотнительное кольцо 2. С другой стороны патрубок 1 и^еет
/

Рис. 2.27

цилиндр 8, в который входит поршень 6. Для уплотнения соеди-
нения цилиндра с поршнем используют уплотнительные кольца 7
и лабиринтное уплотнение 5. Цилиндр 8 и поршень 6, перемеща-
ясь горизонтально относительно друг друга, компенсируют изме-
нение длины, а патрубок 1 имеет возможность перемещаться от-
носительно шарового наконечника в угловом положении, компен-
сируя несоосность присоединяемых воздухопроводов.	V

Воздухопроводы изготавливают из алюминиевых сплавов и
стали.	|

Нагрузки, воздействующие на воздухопровод, возникают от
внутреннего давления, монтажных и температурных деформаций,
сосредоточенных масс (стыки труб, агрегаты), знакопеременных
нагрузок при пульсации движущейся среды, вибраций объекта

Толщина стенок труб выбирается из прочностных расчетов по
допустимому напряжению материалов при максимальной эксплу-

атационнои температуре стенки.


Для уменьшения теплопотерь воздухопроводы имеют тепло-
изоляцию, изготовленную из теплозвукоизоляционного материала
АТМЗ, покрытого тканью АЗТ или АНТМ.

Герметичность воздухопроводов в негерметичной части фюзе-
ляжа проверяется по падению давления. Участки трубопроводов,
имеющие теплоизоляцию, следует тщательно осматривать, так как
в случае нарушения герметичности горячий воздух может попасть
на элементы конструкции. В местах выхода горячего воздуха те-
плоизоляция имеет следы подгорания.

Наиболее напряженным является воздухопровод отбора возду-
ха от двигателя. От давления воздуха при высокой температуре
стенка трубы может разрушиться вдоль образующей. Условие
прочности трубы можно записать выражением

где о — действительные напряжения; [о] — допустимые напряже-
ния в стенке трубы.

Действительные напряжения, возникающие в стенке трубы,
определяют по формуле

где рэ — эксплуатационное давление воздуха, равное давлению
на выходе воздуха из компрессора; ,ОВН — внутренний диаметр
трубы; $—толщина стенки.

Внутренний диаметр трубы определяют из условий расхода воз-
духа по формуле

вн~

4ОР
______ ?

тсТвн

где 0₽ — расход воздуха по трубе; у вн — плотность воздуха
в трубе.

Плотность воздуха, соответствующую температуре и давлению
в воздухопроводе, рассчитывают по формуле

Твн

где То. То. Ро — соответственно температура, плотность и давление
воздуха при стандартных условиях; Т и р—соответственно тем-
пература и давление воздуха в трубе.
Значение [о] вычисляют по формуле

где ав — временное сопротивление разрыва;
прочности для пластических материалов.

запас

Пример расчета воздухопровода на прочность

Проверить прочность воздухопровода, по которому отбирается
воздух от двигателя для подачи в систему кондиционирования са-
молета типа Ту-154М.

Исходные данные: расход воздуха по трубе 0^=3000 кг/ч,
давление воздуха р= 1,8МПа, температура 490°С.	'	-Я

Плотность воздуха в воздухопроводе рассчитываем по формуле

1,225-1,8-288
0,10326 • 763

— 8,06 кг/м?,

где ?0 = 1,225 кг/мъ; р^ 0,10326 МПа.

Внутренний диаметр воздухопровода вычисляем по уравнению

4•3000

ДД4^8/06^50^3600

—0,052 м.

Скорость воздуха в воздухопроводах, расположенных вне гер-
мокабины, должна быть не более 100 м/с, поэтому принимаем
У=50 м/с.

Воздухопровод выполнен из титанового сплава, работающего
при температурах более 500°С. Временное сопротивление разрыву
составляет 700 МПа, толщина стенки 1,2 мм, диаметр трубы 60 мм.

Действительные напряжения находим по формуле

/Р3^ .

28

3-3,8-0,06
1-0,0012

= 135 МПа.

Для высоконагруженных воздухопроводов коэффициент безо-
пасности (—3.

Допустимое напряжение рассчитываем по соотношению

пъ

= 280МПз.

Условие прочности соблюдается, когда действительные напря-
жения меньше допускаемых 135 < 280.
2.6.	Особенности эксплуатации системы кондиционирования
и регулирования давления

Проверка работоспособности системы кондиционирования и
регулирования давления включает наземное техническое обслу-
живание и управление системой в полете. Наземное техническое
обслуживание обеспечивает выполнение работ, предусмотренных
регламентом технического обслуживания, а управление системой
в полете регламентируется руководством по летной эксплуата-
ции (РЛЭ) самолета.

Работоспособность системы кондиционирования и регулирова-
ния давления воздуха в гермокабине определяют двумя способа-
ми: проверкой функционирования агрегатов без подачи воздуха и
проверкой работы системы с подачей воздуха в систему на земле
и в воздухе.

При первом способе в системе кондиционирования проверяют
запорные, регулирующие и распределительные агрегаты с элект-
ромеханизмами. Работоспособность определяется по загоранию
световых табло и сигнальных ламп, визуальным указателям по-
ложения заслонок, на слух по шуму работающих электромеха-
низмов.

При втором способе с подачей воздуха в систему на земле от
двигателей или вспомогательной силовой установки (ВСУ) не бо-
лее 25% от номинальной оцениваются функционирование всех аг-
регатов и работа системы. На задатчиках температуры устанав-
ливается температура воздуха в системе для летнего времени
10°С, а для зимнего не более 25°С.

Перед включением системы кондиционирования должны быть
открыты краны выпуска воздуха из гермокабины в атмосферу или
открыты входные двери или форточки, чтобы в гермокабине не
создавалось избыточного давления.

По показаниям термометров и расходомеров воздуха оценива-
ют работоспособность системы. На ощупь проверяют поступление
воздуха в гермокабину.

Одновременно с проверкой системы кондиционирования при
подаче воздуха проверяют систему регулирования давления. По
кабинному указателю высоты и перепада давления проверяют на-
стройку и функционирование регуляторов давления.

При загерметизированной кабине и выключенном положении
клапанов сброса давления проверяют исправность выпускных кла-
панов, которые должны открываться при давлении, близком к
Давлению аэродрома. Указатель высоты и перепада давления при
этом должен показывать некоторую «высоту» в кабине, а перепад
Давления не должен превышать 0,004—0,005 МПа.
Проверка системы кондиционирования и регулирования давле-
ния в полете сводится к регулированию температуры и расхода
воздуха при автоматическом и ручном управлении системой. Про-
верка выполняется в процессе контрольно-испытательных полетов,
а также при проявлении неисправностей или отказов отдельных
элементов или подсистем, которые невозможно определить в на-
земных условиях.

Проверка герметичности кабин выполняется для сравнения
фактической утечки воздуха с максимально допустимой. Под дей-
ствием эксплуатационных нагрузок нарушается герметичность ка-
бины, что приводит к повышенным утечкам воздуха. Поэтому че-
рез установленное число часов налета производится наземная про-
верка герметичности. Проверку герметичности осуществляют дву-
мя методами: методом измерения времени падения давления воз-
духа в гермокабине, который является основным в условиях
эксплуатации вследствие простоты и достаточной надежности, и
методом компенсации утечек из кабины, который используют в
условиях заводов-изготовителей.

Первый метод основывается на применении уравнения состоя-
ния газа, в соответствии с которым в любой момент времени сос-
тояние воздуха в кабине определяют уравнением

1/к = Т^р.

Утечки воздуха из гермокабины выражаются уравнением

ОР = _ЛРк1~Лр^.,
’ НТЯ Дг

где 1/к—объем кабины: ЛрК1, Дрк—соответственно начальный
и конечный перепад давления в гермокабине; Ах — время падения
давления.	V

Функциональная схема проверки герметичности показана на
рис. 2.28.	;

После герметизации в кабину 4 от наземного нагнетателя 1 чё-
рез обратный клапан 2 подается воздух, давление которого кон-
тролируется по манометру 3. При достижении в кабине заданно-
го давления нагнетатель выключается и прекращается подача
воздуха. После достижения заданного значения включается секун-
домер. Давление в кабине вследствие утечки воздуха начинает
падать. По истечении некоторого времени секундомер останавлива-
ется и фиксируется давление в кабине по ртутному манометру 5.

По нескольким измерениям строят графическую зависимость
падения давления от времени, пользуясь которой, по расчетной
формуле можно найти среднее значение утечки.	|
Рис. 2.28

При проверке герметичности методом компенсации утечек в.
кабину при сохранении в ней заданного давления от наземного
источника подается количество воздуха, равное количеству возду-
ха, вытекающего из нее. Измерив количество подаваемого воздуха
и сравнив полученные результаты с допустимыми утечками, мож-
но определить степень герметичности.

Проверка герметичности кабин в наземных условиях не отра-
жает в полной мере характеристики герметичности, так как в по-
лете давление атмосферы меньше, чем на земле.

Для определения степени герметичности кабины, соответству-
ющей действительным условиям полета самолета в процессе лет-
ных испытаний, проводится проверка герметичности кабины на
заданной высоте полета методом определения падения давления
в кабине. При заданном перепаде давления отключается подача
воздуха в гермокабину и регистрируется падение давления по вре-
мени. Полученные результаты испытаний отражают фактическую
герметичность в реальных условиях.

Проверка на герметичность проводится в сроки, установленные
регламентом технического обслуживания, а также при ремонте
или замене конструктивных элементов гермокабины, например,
после одновременной замены трех и более стекол, после замены
герметизирующих профилей на двух и более входных дверях и
люках.

Отказы и неисправности обнаруживаются во время техничес-
кого обслуживания систем кондиционирования и регулирования
давления воздуха в кабине ВС при отработке на земле и в про-
цессе летной эксплуатации.
Неисправность автоматического регулирования температуры
можно обнаружить по значительному различию показаний дейст-
вительной температуры и на задатчике, по колебаниям температу-
ры воздуха в системе выше допустимых пределов. В этом случае
нужно проверить установку переключателя регулирования темпе-
ратуры в положении АВТОМАТ и выключателя ПИТАНИЕ АВ-
ТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ТЕМПЕРАТУРЫ в по-
ложении ВКЛЮЧЕНО. Если их положение правильное, а темпера-
тура в автоматическом режиме не восстанавливается до заданных
значений, то регулирование выполняется вручную.

Попадание дыма в кабину обнаруживается визуально. В слу-
чае обнаружения такой неисправности поочередно закрываются
краны отбора воздуха от двигателей в систему и определяется дви-
гатель, от которого поступает дым. В этом случае отбор воздуха
от данного двигателя в систему прекращается. Если определить
поступление дыма не удается, то система кондиционирования вы-
ключается и ВС снижается до безопасной высоты.

Неисправность одной из магистралей системы кондициониро-
вания можно определить по уменьшению расхода воздуха по срав-
нению с заданным и повышению температуры в трубопроводах.
Если при регулировании расхода в ручном режиме невозможно
добиться заданных значений, то закрывается кран наддува отка-
завшей магистрали.

Неисправность регулятора избыточного давления определяется
по загоранию сигнальной лампы ПРЕВЫШЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ.
При загорании лампы и падении давления в трубопроводах нужно
закрыть кран наддува той магистрали, в которой установлен от-
казавший в работе регулятор.

Отказ основного регулятора давления определяется в полете
по непрерывному увеличению высоты и уменьшению перепада дав-
ления в кабине. До срабатывания сигнализации ПАДЕНИЕ ДАВ-
ЛЕНИЯ в кабине выполняется переключение регулирования дав-
ления с основного регулятора на дублирующий.

При нарушении регулирования давления по перенаддуву каби-
ны в полете прерывисто звучит сирена и мигает сигнальное табло
ПЕРЕНАДДУВ. Надо убедиться в правильности срабатывания
сигнализации по указателю высоты и перепада давления. Если си-
гнализация сработала правильно, то производится переключение
на дублирующий регулятор давления. В случае, когда после пере-
ключения на дублирующий регулятор давления перенаддув не
прекращается, закрываются краны наддува системы кондициони-
рования и производится снижение ВС на безопасную высоту.

На земле после посадки ВС выясняются причины неисправнос-
тей или отказов агрегатов.
2.7.	Перспективные направления совершенствования
систем кондиционирования

Основными параметрами системы кондиционирования являют-
ся температура воздуха на выходе из системы и расход воздуха.
Требуемый расход воздуха для обеспечения заданной холодопро-
изводительности получить технически проще, чем охладить воздух
до более низких температур. Повышение температуры воздуха на
выходе из системы, превосходящей заданную температуру в ох-
лаждаемом объекте, не может быть компенсировано увеличением
расхода продуваемого воздуха, поэтому работоспособность систе-
мы охлаждения оценивают по температуре воздуха на выходе, счи-
тая требуемый расход постоянным.

Используя выходную температуру в качестве критерия работо-
способности, можно оценить холодопроизводительность. С ростом
скорости полета температура на выходе из системы охлаждения
воздушного цикла возрастает за счет нагрева атмосферного воз-
духа в результате скоростного напора. Поэтому можно определить
скорость полета, при которой температура атмосферного воздуха
переходит за требуемый уровень и система воздушного цикла ох-
лаждения становится неработоспособной.

Изменение высоты полета сказывается двояко на условиях ох-
лаждения. С одной стороны, уменьшение температуры окружаю-
щей среды отодвигает скоростную границу, при которой достига-
ется максимально допустимая температура на выходе. С другой
стороны, уменьшение атмосферного давления приводит к уменьше-
нию давления за компрессором, что уменьшает степень расшире-
ния воздуха в турбохолодиль-
нике и сокращает диапазон	------------т----------

скоростей.	.А

На рис. 2.29 показана об-
ласть применения системы ох-	!	—------

лаждения, состоящая из воз-	’	А

духо-воздушного теплообмен-	с X

ника и турбохолодильника. Ю--------------------------у.----

Такую схему охлаждения при-	7	।

меняют на всех пассажирских	'

самолетах. Граница области, 5------------------------------;

образованная отрезками бив.
отражает характер изменения
предельной скорости полета, #1---------- —-Ь---------Ь-----

при которой' достигается за-	об М

данная температура на выходе
из системы (5°С) с изменени-	Рис. 2.29
ем высоты. На отрезке б видно, что начиная с высоты 11 км при
постоянной температуре окружающей среды предельная скорость
уменьшается вследствие уменьшения степени расширения воздуха
на турбине турбохолодильника. Верхняя граница области (отре-
зок а) соответствует условию обеспечения в гермокабине требу-
емого по программе регулирования давления.

Из рис. 2.29 видно, что описанный воздушный цикл охлажде-
ния обеспечивает работу системы кондиционирования до М=1,5
и высоты полета не выше 20 км.

Использование в системе охлаждения вместе с воздухо-воздуш-
ным теплообменником и турбохолодильником воздухо-водовоздуш-
ных испарительных теплообменников увеличивает максимальную
скорость и высоту применимости системы охлаждения воздушного
цикла, но на высотах более 20 км диапазон рабочих скоростей
становится небольшим.

Наиболее рациональным дополнительным способом охлажде-
ния можно считать аккумулированный холод с применением в ка-
честве хладагента топлива, которое даже во время сверхзвуково-
го полета прогревается сравнительно медленно.

На рис. 2.30 показан гра-
фик воздушного цикла систе-
мы охлаждения, включающего
воздухо-воздушный теплооб-
менник и турбохолодильник
«с наддувом». Постоянной сте-

пени расширения в турбохоло-
дильнике и постоянной темпе-
ратуре на выходе из топливно-
го теплообменника соответ-
ствует .постоянная температу-
ра торможения, что при паде-
нии температуры окружающе-
го воздуха с высотой приво-
дит к увеличению предельной
скорости полета (рис. 2.30, от-
резок в), а для стратосферы

Левее верхней границы области

(отрезок б) дает постоянную
предельную скорость.

(отрезок а) степень расшире-

ния в турбохолодильнике является недостаточной для охлажде-
ния воздуха от температуры на выходе топливного теплообменни-
ка до установленной температуры 5°С. На малых скоростях поле-
та (М<1) данная граница проходит ниже, чем для системы ох-
лаждения (см. рис. 2.29), так как температура на выходе из воз-
душного теплообменника оказывается ниже температуры топлива
и в топливном теплообменнике происходит подогрев воздуха. По-
этому в данных системах целесообразно предусмотреть устройст-
ва, отключающие топливные теплообменники, когда температура
топлива выше, чем температура воздуха на выходе из воздушно-
го теплообменника.

Литература: [15]—[25].

Методические указания

При изучении систем кондиционирования и регулирования дав-
ления воздуха в гермокабине необходимо ознакомиться с вопроса-
ми влияния изменения параметров атмосферного воздуха на орга-
низм человека во время набора высоты. Это позволит правильно
разобраться с обоснованием требований ЕНЛГС к изучаемым
системам, принципами построения систем кондиционирования и
регулирования давления, применяемых на ВС.

Знание основных требований и принципа построения выбран-
ной системы кондиционирования позволит лучше изучить вопросы
теплового и гидравлического расчетов. Особое внимание следует
обратить на потребную и расчетную подачу воздуха, которая дол-
жна обеспечить комфортные условия в гермокабине.

Важно знать принцип работы отдельных устройств и агрегатов
систем, особенности их эксплуатации, основные отказы и неис-
правности.

Вопросы для самоконтроля

1.	Как влияет изменение атмосферного давления на организм человека с
подъемом на высоту?

2.	Как влияет изменение температуры атмосферного воздуха на организм
человека с подъемом на высоту?

3.	Определите основные требования к системам кондиционирования.

4.	Определите основные требования к системам регулирования давления.

5.	Объясните назначение основных подсистем системы кондиционирования.

6.	Какие вы знаете принципы построения систем кондиционирования?

7.	Назовите принципы регулирования давления.

8.	Объясните электропневматический принцип регулирования давления.

9.	Объясните пневматический принцип регулирования давления.

10.	Дайте характеристику и объясните принцип работы сетевого регулятора
Давления.

И. Дайте характеристику и объясните принцип работы пневматической сис-
темы подачи воздуха.

12.	Какие вы знаете типы соединений воздухопроводов?

13.	Назовите методы проверки кабин на герметичность.

14.	Когда производится проверка кабин на герметичность в условиях экс->
плуатации?

15.	Зачем производится проверка герметичности кабин в полете?
Глава 3. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Чрезвычайную угрозу безопасности полетов ВС представляет
обледенение. Изучение состояния атмосферы необходимо для пре-
дотвращения попадания самолета в зоны обледенения, однако не
всегда удается правильно прогнозировать и избегать обледенения.
Для предотвращения и удаления льда с поверхностей ВС приме-
няют противообледенительную систему (ПОС). При попадании ВС
в зоны обледенения включают ПОС и полет строят так, чтобы как
можно скорее выйти из этой зоны, обычно в сторону или вверх,
реже вниз.

е	 » •••'?<.. М •	) I /

3.1.	Требования к противообледенительным системам
воздушных судов

Летные качества и конструкция самолета должны обеспечивать
безопасность полетов в условиях обледенения на всех эксплуата-
ционных высотах и скоростях. Самолет должен быть защищен от
обледенения в диапазоне температур наружного воздуха от 0 до
минус 30° при водности от 0,8 до 0,2 г/м3 на высотах 5000—9500 м.

При работе ПОС нормы летной годности предусматривают воз-
можность сохранения остаточных льдообразований на отдельных
элементах планера, однако такие образования не должны оказы-
вать неблаготворного влияния на летно-эксплуатационные харак-
теристики самолета и двигателей. Агрегаты самолета, обледене-
ние которых может привести к опасности ситуации, должны быть
защищены от обледенения и в случае отказа силовой установки.

Для предупреждения экипажа об обледенении и для своевре-
менного включения ПОС на самолете должны быть установлены
сигнализатор обледенения двигателя и сигнализатор или сигнализа-
тор-интенсиметр обледенения планера. Сигнализаторы илисигнали-
заторы-интенсиметры обледенения должны выдавать сигнал о на-
личии обледенения одновременно с визуальным обнаружением льда
на поверхности самолета и обеспечивать сигнализацию об обледе-
нении (или интенсивности) в течение всего времени полета в ус-
ловиях обледенения. Автоматическое управление ПОС должно обе-
спечиваться по сигналу сигнализатора обледенения. При этом
обязательно должна сохраняться возможность ручного включения
ПОС в работу.
Конструкция ПОС должна позволять проверку ее исправности
0а земле, а также контроль за ее работой в полете. Для членов
эКипажа днем и ночью должна быть обеспечена возможность кон-
троля наличия льда на наиболее ответственных частях самолета,
определяемых требованиями к конкретному типу самолета.

Эксплуатация ПОС в условиях обледенения не должна вызы-
вать изменения летных характеристик самолета, создавать поме-
хи в работе навигационного и радиотехнического оборудования,
превышающие допустимый уровень, а также вызывать отказ дру-
гих систем самолета. Эксплуатация ПОС планера и двигателей
должна обеспечиваться на всех эксплуатационных режимах рабо-
ты двигателей.

Самолеты, имеющие незащищенные от обледенения отдельные
участки несущих поверхностей и другие элементы конструкции,
должны пройти летные испытания в условиях обледенения с целью
обеспечения безопасности полетов.

Соответствие самолета требованиям ЕНЛГС к ПОС должно
быть подтверждено расчетами, стендовыми и трубными испыта-
ниями, а также летными испытаниями в «сухом» воздухе и в
контролируемых условиях естественного и искусственного обледе-
нения.

3.2.	Условия обледенения

Обледенение ВС связано с наличием в атмосфере переохлаж-
денной капельно-жидкой воды, когда развитие обледенения ВС
происходит в среде, содержащей переохлажденные капли воды,
т. е. в условиях сильной облачности, дождя и мокрого снега.

Попадание переохлажденного ВС в насыщенную парами воды
атмосферу является кратковременным, а обледенение ВС малоин-
тенсивно, поэтому менее опасно. Но такое обледенение может
представлять опасность для двигателей. Процесс обледенения мо-
жет развиваться на двигателях при положительных температурах
воздуха, например, при 5°С и даже при 10°С. В этих условиях
Карбюраторы двигателей внутреннего сгорания обмерзают из-за
охлаждающего эффекта при испарении топлива. В воздухозабор-
никах турбореактивных двигателей при адиабатическом расшире-
нии всасываемого воздуха происходит понижение температуры,
Конденсация капель влаги и замерзание ее.

Появление капельно-жидкой воды связано с охлаждением па-
ров воды, насыщающих атмосферу.

Масса конденсирующейся воды зависит от влажности воздуха
и перепада температур при охлаждении и может быть оценена по
формуле



△/И к.в

Р<

\ ' р ' р /

где рв.п—исходное парциальное давление водяных паров при тем-
пературе до охлаждения /0; Тр—температура точки росы; р1 —
парциальное давление насыщающих паров воды при температуре
до охлаждения.	Л

Давление насыщающих паров надо льдом меньше, чем над во-
дой, поэтому начавшееся обледенение идет с возрастающим теп-
лом. Значение рв.п определяют из соотношения



Рв" ” 100 р‘ ’

Рис. 3.1

где <р — относительная влажность.

10

Парциальное давление р[ I
определяют по температуре па-
ровоздушной смеси 1 (рис. 3.1). $

Даже при сравнительно 1
умеренной влажности воздуха I
при его охлаждении может I
выделиться существенное ко- 1
личество влаги. Например, {
масса воды, выделившаяся из 1
1 м3, при влажности воздуха Я
ср = 60% и охлаждении его от I
15°С до 0 будет равна:	|

Д7Ик.в=2,17-10~3

Рп.п

Р1

\ ' р

Исходное давление

насы

щенных паров рассчитывают
следующим образом:	I

рв„ = ^5-1720=1032 Па. I

100	(

Температуру точки росы Т9
определяют по рис. 3.2. Пере-
ход к градусам Кельвина вы-
полняют по формуле

7р = 273+ 7,5 = 280,5 К.	|

1 г

1 п
Тогда масса конденсирующейся воды равна:

V ЛЛ	1- 1Л Ч/ Ю32	610 \	„	„

ДЖКв = 2,17-10-3-------------=3,14 г/м°.

\280,5	273;	1 1

I

Абсолютная влажность среды оценивается массой водяного па-
ра Л4в.п, содержащейся в единице объема, согласно выражению

где V — объем пара.

Относительную влажность ф определяют как отношение

?=^1100% или <?= ^100%,
АН	е

С-

где Ме — масса насыщенного водяного пара при заданной темпе-
ратуре.

Масса воды ДЛ1, конденсирующейся при охлаждении пара до
точки росы, равна:

ДМ = 2,17-10-3

рв.п

Выделившаяся вода в капельно-жидком состоянии может сох-
раняться в переохлажденном состоянии до значительных отрица-
тельных температур.

Такое состояние капель особенно характерно для аэрозолей
высокой дисперсности. Например, капли размером от 15 до 20 мкм
сохраняются в жидком состоянии до температур порядка минус
20°С. Более крупные капли уже при такой температуре начинают
замерзать, при дальнейшем охлаждении процесс кристаллизации
ускоряется и практически уже при 1=—40°С заканчивается вымо-
раживание воды в аэрозолях. Поэтому при температурах ниже ми-
нус 40°С процесс обледенения невозможен, хотя в экстремальных
Условиях иногда удается сохранить в переохлажденном состоянии
одиночные капли воды до /=—72°С. Чаще всего процесс развития
обледенения наблюдается в диапазоне температур от 0 до минус
15°С. На температурный диапазон начала развития обледенения
влияет скорость полета ВС, причем с ростом скорости процесс об-
леденения происходит при более низких температурах наружного
воздуха.

На развитие обледенения ВС оказывает влияние насыщенность
воздуха капельной жидкой фазой, называемой водностью.
Вероятность появления условий для существования аэрозол» I
с водностью зу зависит от температуры наружного воздуха
(рис. 3.3). С понижением температуры при заданном уровне ве-
роятности существование усло-
вий водности снижается. Расчет»
ные условия водности для ВС в
пределах СССР задаются с ве-
роятностью ро появления этих
условий, равной 0,5%.

Расчет ПОС выполняют в за»
висимости от температуры на-
ружного воздуха, нормируемой
водности, высоты полета Н, про- 1
тяженности зон обледенения '
диаметра капель с1к жидкой вод-
ной фазы.	|

Размер капель водной фазы предопределяет размер зоны об»
леденения составных частей ВС, характер и структуру льда. На-
пример, капли воды крупных размеров порядка 1000 мкм плохо
обтекают профиль крыла, оперения и образуют наросты льда
вблизи ребер атаки. Мелкие капли заносятся воздушным потоком
дальше по хорде, расширяя зону обледенения.

3.3.	Расчетные условия для проектирования
противообледенительной системы

Для ПОС ВС задают параметры, которые являются критерия*
ми при выполнении расчетов при проектировании ПОС (табл. 3.1)-

Таблица 3.

Температура наружного воздуха	°С	Водность  IV, г/м3	Диапазон высот  △//, км

—10

—зо

I •<

5—10

5—10

5—10

5—10

Протяженность
зон обледенения
Ь, км

г

Для ПОС силовых установок значения расчетных условий при

ведены в табл. 3.2.
Таблица 3.2

Температура наружного воздуха в, "С	Водность "IV, г/м3	г  Диапазон высот  Д/7, км	Протяженность зон обледенения  Ь, км
0	2,5	0,5—5	5—10
—10	2,2	9,5—6,2	5—10
—20	1,7 •	0,5—7,8	5—10
—30	1,0	0,5—9,5	5—10
—40	0,2	0,5—11	5—10

При проведении расчета ПОС значения йу, приведенные в
табл. 3.1 и 3.2, увеличивают для повышения безопасности поле-
тов в 1,7 раза. В зависимости от вида облачности размер капель
жидкой фазы для слоистых облаков выбирают равным 14 мкм,
для кучевых облаков 22 мкм. Размер жидкой фазы воды зависит
также от? состояния атмосферы. Капли дождя равны 1000 мкм, об-
лака обледенения — 30 мкм, изморози — 200 мкм, мокрого тума-
на — 100 мкм, мелкого тумана — 10 мкм.

Повторяемость характерных температур при развитии процес-
са обледенения видна из табл. 3.3.

Таблица 3.3

Район полетов

Европейская
часть СССР

Северная
Америка

Зарегистрированные случаи обледенения
при отрицательной температуре
‘наружного воздуха

36

Наибольшее число зафиксированных случаев обледенения ВС
находится в диапазоне температур от 0 до минус 16°С. Влияние
высоты полета на развитие зоны возможного обледенения показа-
но на рис. 3.4.

Наиболее опасной зоной высот является диапазон от 2 до 6 км,
где температура наружного воздуха в зависимости от времени го-
да может снижаться до минус 30°С. Процесс развития обледене-
ния может носить длительный характер но времени, особенно, ес-
ли полет ВС происходит в условиях кучевых или слоистых обла-
ков, когда размер капель жидкой водной фазы соответственно ра-
вен 22 и 14 мкм. Возможность нахождения такого размера ка-
пель в переохлажденном состоянии можно оценить по рис. 3.5.

Рис. 3.5

С уменьшением диаметра ка-
пель температура кристал-
лизации капель снижается, а
значит, опасность развития
процесса обледенения ВС на
высотах менее 6 км увеличи-
вается.

Протяженность зоны обле-
денения зависит от значения
водности (рис. 3.6).

С уменьшением водности да
процесс обледенения охватит
большие участки полета, если
заблаговременно не покинуть
эту зону.

1	3.4. Характер развития зоны и интенсивность

обледенения воздушного судна

В зависимости от условий, в которые попадает ВС при реали-
зации полета, процесс обледенения развивается неодинаково. Об-
леденение может быть сухим, сублимационным, капельным.

Сухой вид обледенения образуется чаще всего при полете в
тропиках, когда конструкция планера ВС соприкасается с мелки-
ми кристаллами льда облаков. При этом образуется рыхлая струк-
тура из кристаллов льда, не имеющего прочного сцепления с по-
верхностью ВС. Такой вид обледенения особой опасности для ВС
не представляет, за исключением случаев, когда лед попадает в
отдельные агрегаты ВС, например, в воздухозаборники сложной
конфигурации.

Сублимационное обледенение характерно при переходе водя-
ных паров, содержащихся в воздушной среде, в твердую фазу
(лед), минуя жидкое состояние. Такой процесс может происхо-
дить даже в безоблачной атмосфере, например, при экстренном
снижении, когда переохлажденная конструкция планера ВС попа-
дает в более теплые слои влажного воздуха. Но такой вид обле-
денения встречается редко и менее опасен, так как образующийся
при этом лед имеет толщину менее 1 мм, а лед толщиной менее
5 мм не относят к кристаллическому.

Наиболее опасным видом обледенения является капельный.
Развитие такого вида обледенения происходит в облаках при на-
личии переохлажденной водной жидкой фазы. При соударении
переохлажденных капель с поверхности планера ВС происходит
очень быстрая кристаллизация. Процесс кристаллизации особенно
мелких капель может происходить мгновенно с образованием льда.
При этом в зависимости от условий окружающей среды и пара-
метров полета ВС могут развиваться следующие формы капель-
ного обледенения:

— стекловидная, с гладкой наружной поверхностью;

— фарфорообразная, с шероховатой поверхностью;

— инееобразная, в виде игольчатых кристаллов.

Стекловидная форма льда образуется преимущественно из
крупных капель с?к^20 мкм жидкой водной фазы при температу-
ре окружающей среды от 0 до минус 5°С- Такая форма льда име-
ет (рис. 3.7) желобообразную структуру со значительной зоной
захвата по хорде и характеризуется значительной плотностью
у=6—9 км/м3 и большой силой сцепления с поверхностью плане-
ра. В условиях эксплуатации авиационной техники эта форма ка-
пельного обледенения встречается в 30% случаев.

Фарфорообразный лед формируется из мелких капель в ши-
роком диапазоне низких температур окружающей среды от 0 до
минус 30сС. При этом образуется (рис. 3.8) клиновидная форма
льда на несущих поверхностях планера ВС. Такая форма обледе-

Рис. 3.8

Рис. 3.7
нения характеризуется меньшей плотностью у = 2—6 кг/м3, что
объясняется наличием в структуре льда многочисленных воздух
ных пузырьков при быстром отвердении жидкой водной фазы
Этот вид льда называют мутно-белым. Формирование фарфорооб^
разного льда является основным видом обледенения ВС.

Иглообразный лед формируется на передних кромках частей
ВС (рис. 3.9) при нулевой температуре наружного воздуха. Высо-
та игл может достигать до 35 мм! При этом образуется рыхлая
структура с невысокой прочностью сцепления с поверхностью кон-
струкции планера.	I

Рис. 3.9

Рис. 3.10

Физическую картину разви-
тия обледенения на поверхно-
стях ВС при реализации попе-
та в воздушной среде, содер-
жащей переохлажденную ка-
пельную жидкую водную фа-
зу, можно представить, рас-
сматривая процесс соударения
капель с поверхностью конст-
рукции планера их растекания
и замерзания. Зону намерза-
ния льда называют зоной зах-
вата. При обтекании профиля
несущей поверхности, напри-
мер, крыла (рис. 3.10), поли-
дисперсной аэрозолью (обла-
ком) капли воды не следу»
по линиям тока, так как обл|'

дают значительно большей инерцией, чем воздух, и движутся по
кратчайшему пути. Поэтому часть из них ударяется о переднюю
кромку профиля и замерзает. Чем больше диаметр капель, тЙ
значительнее отклонение их траекторий от линий токов вокруг
профиля.	и

Зона захвата характеризует ту часть профиля, на которой бУ'
дет происходить нарастание льда. Размеры этой зоны необходи#
знать для оценки размеров области защиты и энергетических Я
трат для освобождения частей ВС от обледенения.	1

Зона захвата, ее размеры характеризуются коэффициентом 3.1
хвата Е, который показывает, какое количество переохлажденн<
капель, приходящихся на профиль, захватывается последним пр11
соударении. Численное значение коэффициента Е можно опреД!
лить соотношением	I

Е=а/С,
где а — размер, характеризующий координаты крайних траекто-
рий капелек, касательных к профилю; С — строительная высота
профиля.

Все капельки, лежащие внутри области, ограниченной крайни-
ми траекториями, коснутся профиля, а капельки, находящиеся за
пределами области, не достигнут поверхности профиля. Из
рис. 3.10 видно, что при изменении коэффициента Е длина зоны
захвата будет меняться.

Значение параметра /1 можно определить экспериментально,
поэтому для практических приложений на стадии проектирования
удобнее пользоваться протяженностью зоны захвата по хорде
профиля:

где х*— численное значение протяженности зоны захвата по хор-
де; Ьо — хорда профиля.

Связь относительного параметра х*, характеризующего протя-
женность зоны захвата по хорде с относительной толщиной про-

$иля, показана на рис. 3.11, а влияние толщины профиля на па-

э»

раметр х*—на рис 3.12. Зона захвата на верхней поверхности
профиля имеет большую протяженность, чем на нижней.

Скорость полета ВС оказывает влияние на значение коэффи-
циента Е. Как видно из рис. 3.13, рост компонента скорости Ух,

перпендикулярной передней кромке

профиля, приводит к возрастанию

коэ

ЙШЁ

ициента

захвата. Причем

чем тоньше профиль, тем больше
зона захвата, и при С^0,05 пара-
метр Е-+1.

Рис. 3.12
Зона захвата для поверхностей конкретной конструкции ВС за-
висит от режимов полета. На рис. 3.14, а показано влияние угла
атаки а, скорости полета У (рис. 3.14, б) и высоты полета Н
(рис. 3.14, в) на х* протяженность зоны захвата по хорде профи-
ля (для профиля крыла толщиной 0=0,1).

На процесс обледенения оказывает влияние интенсивность об-
леденения Д которая характеризует скорость образования льда
на поверхности ВС, т. е. изменение толщины ледяного слоя в еди-
ницу времени.

Связь между параметрами среды и интенсивностью /о мож-
но установить, определив количество льда Ол, захватываемого
крылом единичного размаха в единицу времени:

О л - УСЕш,

где УС — объемный расход воздуха, м3/с.

При известной интенсивности обледенения /0 можно записать
уравнение	1	ИХ вс	оь Т

1 Уам = 1/орлС.	(3.1)

Так как Е=а)С, то из уравнения (3.1) можно получить форму-

лу для оценки интенсивности:



7о=^Гш/Рл,

где 1 — коэффициент

ность льда, г/м3.

намерзания льда; рл — удельная

плот-

Для повышения безопасности полета коэффициент при рас-
четах принимают равным 1, т. е. считают, что все захваченные
профилем капли превращаются в лед.

Об опасности обледенения в условиях эксплуатации ВС судят
по степени обледенения. Значение этого параметра находят как
отношение /0/У. Степень обледенения показывает количество нара-
стания льда при прохождении ВС
единицы пути. На степень обледе-
нения оказывает влияние темпера-
тура окружающей среды. Как вид-
но на рис. 3.15, /0/К изменяется от
1,8 мм/км при температурах до
минус 10°С и после минус 15°С рез-
ко убывает.

При возникновении обледенения
лед откладывается на всех лобовых
частях ВС: передних кромках не-
сущих поверхностей и рулей, при-
емниках полного давления, возду-
хозаборниках, направляющих аппа-
ратах и коках двигателей, стеклах
кабины экипажа, датчиках углов

Рис. 3.15

атаки, антеннах, воздушных винтах.

Серьезной угрозой для безопасности полета является не столь-
ко увеличение массы ВС, сколько ухудшение аэродинамики, а так-
же возможные потери устойчивости и управляемости, разрушение
двигателей или воздушных винтов.

Обледенение несущих поверхностей приводит к уменьшению

значения критического угла атаки оскр, резкому возрастанию со-
противления Сх, которое в отдельных случаях может увеличивать-
ся в 5—10 раз. Определяющее влияние на характеристики ВС
оказывает обледенение несущих поверхностей крыла, элементов
его механизации, горизонтального и вертикального оперения. Это-
влияние проявляется в изменении физической картины обтекания
несущих поверхностей из-за увеличения толщины пограничного
слоя и турбулентности в нем, приводящего к более раннему мест-
ному отрыву потока и его срыву при увеличении углов атаки и

скольжения.

Аэродинамическое действие обледенения приводит к уменьше-
нию критических углов атаки (рис. 3.16), резкому возрастанию
сопротивления Сх, которое в отдельных случаях может увеличи-
ваться в 5—10 раз (рис. 3.17).

Как видно из рис. 3.17, желобообразная форма льда резко уве-
личивает сопротивление, о чем свидетельствует возрастание Сх от-
носительно СХо.

Наибольшее влияние на летные характеристики, устойчивость
и управляемость ВС оказывает лед, образовавшийся на крыле и
горизонтальном оперении.

Обледенение крыла вызывает возрастание скорости свалива-
ния, уменьшение скорости горизонтального полета и, как след ст-
вие, сужение диапазона скоростей полета самолета. Лед на
передней кромке крыла может быть причиной ухудшения
поперечной управляемости ВС из-за так называемого под-
хвата элеронов. Проявление подхвата элеронов при повороте
штурвала на отклонение элеронов заключается в формировании
на КРУ усилия обратного знака, что может спровоцировать пи-
лота к отклонению элеронов на углы, большие, чем требуется
для нормального пилотирования. Непроизвольные ошибки в дей-
ствиях экипажа (стремление вывести ВС из одного крена и ввес-
ти его в другой) могут привести к раскачиванию самолета. Яв-
ление раскачки самолета при обледенении крыла свойственно для
ВС с системами управления прямого действия. В бустерных си-
стемах явление подхвата наблюдаться не будет, так как шарнир-
ный момент элеронов воспринимается силовым штоком ГУ.

Лед на передней кромке горизонтального оперения уменьшает
его критический угол атаки. Поэтому при сильном обледенении
реализуемые в практике летной эксплуатации ВС углы атаки
стабилизатора могут в переходном режиме полета приблизиться
к критическому значению, а это может привести к срыву потока
на горизонтальном оперении. Срыву потока при переходных режи-
мах полета на стабилизаторе может способствовать подхват РВ
на пикирование. Подхват РВ наблюдается при возникновении
предсрывных режимов, когда возникает шарнирный момент РВ
обратного знака.

Как показано на рис. 3.18, усилие на штурвале от действия пе-
регрузки пу при чистом стабилизаторе имеет положительные зна-
чения при различной аэродинамической конфигурации крыла. При
выпущенных закрылках 6з=30° и обледеневшем стабилизаторе
усилие Ррв при «0=0,4 становится равным минус 100 Н.
Для исключения подхвата РВ на ВС с безбустерным управле-
нцем к штурвальной колонке подключают пружинный загружа-
ть, который, обжимаясь при перемещении штурвала от себя за
нейтральное положение, препятствует подхвату.

Лед, образующийся на лопастях воздушных винтов, не только
снижает их КПД, но нарушает его балансировку и может выз-
вать опасную тряску двигателя в полете с возможным разруше-
нием опорных подшипников вала и отказа силовой установки. Наи-
более интенсивно происходит нарастание льда на обтекателе
втулки винта, при этом профильное сопротивление лопастей рез-
ко возрастает. При толщине льда 5—7 мм центробежные силы
превалируют над силами сцепления льда с поверхностью лопас-
тей и происходит его самопроизвольное сбрасывание. Куски льда
при этом, ударяясь о фюзеляж, могут пробить обшивку гермока-
бины, повредить оперение.

Особенно опасно обледенение для несущего и рулевого винта
вертолета, у которых больше коэффициент захвата (малые значе-
ния С). Интенсивность обледенения лопастей несущего винта по-
лучается в 5—7 раз больше по сравнению с идентичным крыло-
вым профилем. Как видно из рис. 3.19, интенсивность нарастания
льда /0 является переменной по длине лопасти 7?л. Это объясня-

Рис. 3.18	Рис. 3.19

ется широким диапазоном изменения скоростей обтекания ло-
пастей воздушным потоком от положительных до отрицательных
значений с возникновением зоны обратного обтекания.

На рис. 3.20 показана схема скоростей обтекания для лопасти
Несущего винта при горизонтальной скорости полета V и окруж-
ной скорости соТ? л. С ростом скорости V и уменьшением угловой
скорости со вращения лопасти зона обратного обтекания расши-
ряется и растет интенсивность обледенения задней кромки лопа-
сти. Например, при скорости полета 300 км/ч и окружной скоро-
сти несущего винта 200 км/ч зона обратного обтекания может рас-
пространиться до 0,3 7? лопасти.









При обледенении несущего винта вертолета резко ухудшаются
его аэродинамические характеристики Су и Сх, что приводит к



уменьшению аэродинамического качества К=СУ1СХ. Из-за несим-
метричного сбрасывания льда возникает тряска несущего винта,,
которая передается на двигатель, а при значительной динамичес-
кой асимметрии возможна потеря устойчивости вертолета. Еще в
большей степени подвергается обледенению рулевой винт, так как
при той же окружной скорости он имеет значительно меньшие раз-
меры. Процесс самопроизвольного сбрасывания льда на рулевых
винтах наблюдается значительно чаще, при этом возникает повы-
шенная опасность повреждения кусками льда несущего винта и
стабилизатора вертолета.	]

Обледенение воздухозаборников двигателей может проходить
более интенсивно, чем обледенение других поверхностей ВС, что



объясняется, прежде всего, возможностью развития этого процес-
са при положительных температурах наружного воздуха. Само-

произвольное сбрасывание кусков льда может явиться причиной



повреждения лопаток компрессора и разрушения самого двигате-
ля. При обледенении изменяется аэродинамический профиль ло-
паток входного направляющего аппарата, рабочих лопаток первой
ступени компрессора, уменьшается проходное сечение между ни- I
ми и падает расход воздуха через компрессор.	]

Необходимость сохранения потребной тяги требует повышенно- ]
го расхода топлива, повышения температуры газов перед турби-
ной и снижения КПД двигателя.	Ц
Обледенение остекления кабины экипажа, особенно лобовых
стекол, усложняет условия визуального пилотирования, приводит
к появлению ошибок в действиях пилотов, а образование льда на
датчиках приборов приводит к их отказам или нарушению нор-
мальной работы, что, в свою очередь, при определенных обстоя-
тельствах может сказаться на безопасности полетов.

3.5. Системы защиты воздушных судов от обледенения

> I

Важное значение для обеспечения безопасности полетов ^меет
своевременное обнаружение обледенения для принятия необхо-
димых мер, позволяющих исключить интенсивность развития это-
го процесса. С этой целью ВС оснащаются сигнализаторами обле-
денения, которые подразделяют на две основные группы косвен-
ного и прямого действия.	|

Сигнализаторы косвенного действия реагируют на наличие в
атмосфере переохлажденных капель воды. Принцип действий уст-
ройств этого типа построен на изменении таких характеристик,
как электропроводность, электросопротивление, теплоотдача, До-
стоинством этих сигнализаторов является высокая чувствитель-
ность. К таким сигнализаторам относятся электропроводный сиг-
нализатор (контактный или химический), дистанционный в виде
локационного устройства и тепловой сигнализатор-интенсцметр.
Среди сигнализаторов косвенного действия чаще применяют теп-
ловые сигнализаторы-интенсиметры, например, СО-2-ИЛ на Само-
лете Ил-62М и ИСО-16 на Ил-76Т.	|

Сигнализатор ИСО-16 (рис. 3.21) включает в себя электрон-
ный блок ЭП-632Т, электронный блок ЭП-396Т, датчик обледене-
ния ДО-38Т и блокировку «Земля — воздух».	;

Электронный блок ЭП-396Т является электронным усилитель-
но - преобразующим элементом сигнализатора - интенсиметра
ИСО-16, который включает в себя:	!

—	анализатор температуры — канал слежения за заторможен-
ной температурой окружающего воздуха;

—	анализатор водности — канал слежения за водностью;

—	преобразователь — устройство питания и узел задержки от-
ключения ПОС.

Датчик обледенения ДО-38Т, предназначенный для отслежива-
ния условий обледенения, включает в себя датчик температуры,
Датчик водности, два нагревательных элемента ПНЭ и ЗНЭ. При
Реализации полетов в условиях обледенения ДО-38Т формирует
электрический сигнал, пропорциональный интенсивности обледе-
нения.

Стрелочный указатель И-32 «Лед» выдает информацию об ин-
тенсивности обледенения в диапазоне от 0 до 5 мм/мин.

В состав ИСО-16 входит устройство для встроенного контроля
работоспособности интенсиметра перед полетом, в полете и при
техническом обслуживании. Принцип работы такого сигнализато-
ра основан на измерении разности теплопередачи с нагретой по-
верхности датчика по его передней и задней кромкам в сухом воз-
душном потоке до обледенения.

Датчик обледенения выполнен в виде крылового профиля из
теплостойкого электроизоляционного материала. На его переднюю
и заднюю кромки наклеены нагревательные элементы, которые
включаются в работу в полете только при отрицательной темпе-
ратуре набегающего вздуха по сигналу датчика температуры.

После взлета ВС блокировка «Земля — воздух» (срабатывает
КВ от обжатия опоры шасси) подает питание +27 В на реле Р6
в ЭП-632Т и сигнализатор-интенсиметр начинает отслеживание
температуры наружного воздуха. При полете в сухом воздухе на-
гревательные элементы датчика обледенения (рис. 3.22, б) соеди-
нены последовательно и поддерживают на его поверхности /=90—
!50°С. Во время обледенения ПНЭ и ЗПЭ переключаются в па-
раллельную цепь (рис. 3.22, а) и поддер-
живают на поверхности датчика темпе-
ратуру того же диапазона, но в условиях
большего теплосъема. В условиях обле-
денения передняя торцевая поверхность
ЦО-38Т охлаждается из-за нагрева и
испарения улавливаемых переохлажден-
ных капель воды. На выходе термоизме-
рительной мостовой схемы датчика появ-
ляется электрический сигнал, пропорци-
ональный разности температур передней
и задней кромок профильной поверхно-
сти датчика. Разность температур, в
свою очередь, пропорциональна интен-
сивности обледенения.

Электрический сигнал, усиливаясь,
выходит за порог срабатывания анали-
затора водности ЭП-393Т, при срабаты-

вании которого включается световое табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ СА-
МОЛЕТА на центральной панели приборной доски пилотов. Ука-
затель И-32 «Лед», который включен в цепь датчика водности
ДО-38Т, при этом показывает численное значение интенсивности
°бледенения.

Рис. 3.22
При достижении ВС высоты Я>8000 м, если полет происходит
вне облаков в «сухом» воздухе, по сигналу от высотного сигнали-
затора производится перестройка порога срабатывания анализа-
тора водности с 10 на 24 В. ;

При уходе ВС из зоны обледенения выходной сигнал датчика
водности уменьшается и ЭП-396Т выключает табло ОБЛЕДЕНЕ-
НИЕ САМОЛЕТА, стрелка указателя И-32 устанавливается на
нулевую отметку шкалы, а сигнализатор-интенсиметр переходит в
режим слежения только за температурой окружающего воздуха.
При посадке независимо от режима работы ИСО-16 блокировка
«Земля — воздух» при обжатии основных опор шасси отключает
электропитание ПНЭ и ЗНЭ датчика обледенения.

Таким образом, сигнализатор-интенсиметр имеет три режима
работы: дежурный, рабочий и слежения за температурой окружа-
ющей среды.	Л

В настоящее время наибольшее распространение получил ра-
диоизотоцный индикатор обледенения (например, РИО-3), кото?
рый позволяет не только обнаружить начало обледенения, но и
непрерывно измерять интенсивность обледенения, толщину льда
и другие параметры.	I

Чувствительность РИО-3 составляет (0,3±0,1) мм льда. Инди-
катор сигнализирует как начало, так и конец обледенения, обес-
печивает непрерывную сигнализацию при полете в зоне обледене-
ния. В качестве излучателя используют стронций 90 8г90 и иттрий
90 V90 с активностью в 4—5 мкКи и периодом полураспада 28,4 го-
да. На схеме РИО-3, показанной на рис. 3.23, КВ обозначает исг

Датчик	Счетчик

—*



Рис. 3.23
полнительный механизм блокировки «Земля — воздух», исключа-
ющий включение ПОС на земле, ИИ — источник излучения, НЭ —
нагревательный элемент, БЗ — блок задержки, БП — блок пита-
ния, Д — детектор (газоразрядный счетчик), У — усилитель, Ф —
формирователь, И — интенсиметр, ПК — пороговый каскад, ИК —
исполнительный каскад.

Принцип действия радиоизотопного сигнализатора основан на
ослаблении излучения радиоактивного изотопа слоем льда, обра-
зующегося на выносном детекторе (счетчике). Кроме выдачи ин-
формации об обледенении такие сигнализаторы позволяют обес-
печивать автоматическое включение ПОС.

Для обеспечения безопасности полетов на самолетах предусмо-
трена защита от обледенения участков планера, двигателей и от-
дельных агрегатов. На1 самолете Ил-86 (рис. 3.24) от обледенения
защищены датчики сигнализатора-интенсиметра 4, углов атаки 5,
полного давления 6, передние стекла 7 фонаря кабины, воздухо-
заборники двигателей 9, передняя кромка крыла (секции пред-
крылков) 1, передние кромки стабилизатора и киля 3. Для визу-
ального осмотра состояния передних кромок несущих поверхно-
стей используют фары 2 и 8. ПОС могут быть построены с ис-
пользованием различных принципов освобождения поверхностей
ВС от льда. ПОС подразделяют на механические, физико-химиче-
ские, тепловые и комбинированные.

Механические ПОС для эффективной работы требуют образо-
вания льда определенной толщины. Предотвращение обледенения
механическими ПОС достигается уже при образовании льда тол-
щиной 4—5 мм, когда лед такой толщины еще не опасен для ВС.
В работе таких ПОС выделяют два этапа: разрушение льда и унос
его набегающим воздушным потоком.

г'.. 4 1УУ? "

Рис. 3.26



КмаьКйСЛи.



К первым механическим систе-
мам защиты ВС от обледенения от-
носятся пневматические ПОС. Кон-
структивно такие системы выполня-
ют в виде тонкого эластичного про-
тектора, из которого формируют
воздушные камеры. Протектор раз-
мещают на ширине зоны обледене-
ния передних кромок несущих по-
верхностей. Систему компонуют в
виде отдельных секций с наддувом
в циклической равной последова-
тельности. При этом возможны два
варианта ориентации воздушных
камер относительно несущей по-
верхности: продольное размещение
камер (рис. 3.25), поперечное рас-
положение камер (рис. 3.26).

Программа работы ПОС рассчи-
тана на поочередное включение сек-
ций. При наддуве камер-секций
происходит их деформация, которая
вызывает разрушение льда и нару-
шение сцепления его с поверхно-
стью протектора. При отключении
ПОС воздух из камер удаляется
посредством эжектирования и от-
 водится в окружающую среду. Мас-
са такой системы сравнительно ма-
ла и составляет от 2,8 до 3,4 кг/м2,
а потребляемый расход воздуха —









от 26 до 36 кг/ч. Для нормальной эффективной работы ПОС тре
буется подача воздуха под давлением не более 1,3 МПа.
Наименьшее влияние на профильное сопротивление оказыва-
ет вариант, показанный на рис. 3.26. В качестве примера реализа-
ции пневматической ПОС в конструкции ВС можно рассмотреть
систему самолета Ь-410. На рис. 3.27 показана схема защиты не-
сущих поверхностей самолета Ь-410 от обледенения. В состав
ПОС входят:

—	четыре секции протекторов 1, 2, 6, 7 с поперечным разме-
щением камер на крыле;

—	две секции протекторов 3, 5 такого же типа на стабили-
заторе;

—	одна секция 4 на киле.

Рис. 3.27

Горячий воздух, отбираемый от компрессоров двигателей, по-
ступает в смеситель 8, который входит в состав системы кондици-
онирования. Из смесителя охлажденный воздух подается к агре-
гатам системы регулирования давления и распределительным кла-
панам, которые срабатывают по сигналам реле времени и под-
ключают соответствующие секции протектора для наддува их воз-
духом. В конструкции системы предусмотрена возможность изме-
нения периодичности циклов наддува секций протектора в зави-
симости от условий обледенения. Продолжительность нормального
Дикла равна 60 с. Отдельные участки протектора находятся под
Наддувом в течение 5 с. После завершения цикла наддува насту-
пает опадание камер протектора за счет разряжения, создаваемо-
г° эжектором. В основу конструктивного исполнения системы взя-
та разработка французской фирмы «Клебер-Коломб».
Основными достоинствами пневматических ПОС являются
простота конструкции, сравнительно малая масса и малые расхо-
ды воздуха для обеспечения эффективной работы. К основным не-
достаткам таких систем относят искажение формы аэродинами-
ческого профиля несущей поверхности во время работы, что при*,
водит к росту профильного сопротивления до 110%. В нерабочем
состоянии системы наблюдается прирост сопротивления для всего
ВС на 2—3%. Пневматические ПОС неэффективны при иглообраз-
ной форме льда, имеют малый ресурс, а сам протектор обладает
способностью самопроизвольно изменять форму при скоростях
полета более 500 км/ч, поэтому применение систем такого типа на
скоростных самолетах нерационально.	|

Электроимпульсные ПОС относятся также к механическим си-
стемам. Принцип действия таких систем основан на взаимодейст-
вии электромагнитных полей обшивки и генератора электрических
импульсов. Вследствие такого взаимодействия в обшивке создает-
ся волна упругих напряжений с крутым передним фронтом. При
этом в слое льда, прилегающем к обшивке, возникают напряже-
ния, которые по своему значению превосходят его динамическую
прочность, что приводит к мгновенному стряхиванию льда с по-
верхности обшивки. Основная сложность при конструктивном ис-
полнении системы заключается в выборе режима нагружения та-
ким образом, чтобы возникающие напряжения не приводили к ус-
талостным разрушениям обшивки. Рабочий цикл разрушения льда
должен быть очень непродолжительным. Исходя из скорости рас-
пространения механических напряжений в обшивке, которая близ-
ка к скорости звука, можно получить короткие мощные импульсы,
а в достаточно больших интервалах между ними (1—2 с) прово-
дить накопление энергии. При таком подходе в построении систе-
мы защиты от обледенения можно получить ПОС с малой потреб-
ляемой мощностью. В реализованных на самолетах Ил-86 и Ан-124
ПОС такого типа уровень энергетических затрат в 8-106 раз мень-
ше, чем при тепловом методе защиты.

Структурная схема электроимпульсной ПОС, показанная на
рис. 3.28, включает в себя элемент обшивки 1, индуктор 2, блок
формирования импульсов 3 и
генератор импульсов 4. II

Индукторы 3 создают пе-
ременные вихревые токи в об-
шивке 1. Магнитное поле этих
токов взаимодействует с маг-
нитным полем индукторов, ко-
торые выполняют в виде соле-
ноидов без магнитных серде?'
•>	‘	I к
ников. Индукторы размещают
в непосредственной близости
к обшивке (вплотную или с
малым зазором), формируя
группами в шахматном поряд-
ке, как показано на рис. 3.29.

В интервале между им-
пульсами, равными от 1 до 2 с,

идет накопление энергии за

счет зарядки электроконденсаторов, а затем в коротком им-
пульсе порядка 10 ~5 с она расходуется. При этом происходит ин-
тенсивное встряхивание обшивки в зоне обледенения, лед разру-
шается практически мгновенно, что является большим достоинст-
вом такой ПОС. Конструктивная схема размещения индукторов
для крыла показана на рис. 3.30, а оперения — на рис. 3.31.

5

Рис. 3.30

Передняя кромка крыла самолета Ил-86 имеет шесть секций
1—6 (см. рис. 3.30, а) предкрылков, оснащенных индукторами 7,
стабилизатор горизонтального оперения по четыре секции индук-
торов 5—8 на каждую половину и киль — четыре секции 1—4
(рис. 3.31)- Конструктивно установка индукторов 3 на конструкции
крыла и оперения может выполняться в виде панелей 1 (см. рис.


Рис. 3.31



3.30, б), которые болтами закрепляются на стенке 4 с помощью
фланца 5. Индуктор 3 располагают в непосредственной близости
от обшивки носка 2.

Индуктор (рис. 3.32) выполнен в виде каркаса 1, в котором
размещена катушка возбуждения 2. Подвод электропитания осу-
ществляется через клеммные болты 3.

лл
Система ПОС Ил-86 (рис. 3.33), построенная по принципу трех-
кратного резервирования, включает в себя три автономные под-
системы (первую 5, вторую 3 й третью 2), каждая из которых
обеспечивает работу своих потребителей.

Рие. 3.33

Первая подсистема 5 обслуживает секции предкрылков 1, задей-
ствованных по I каналу, вторая подсистема 3 — предкрылки пра-
вой консоли крыла по II каналу и оперения 4 по I каналу. Тре-
тья подсистема 2 обеспечивает защиту от обледенения предкрыл-
ков левой консоли крыла и оперения по II каналу. Система вклю-
чается автоматически при подаче сигнала от сигнализатора обле-
денения 6. В системе защиты от обледенения предусматривается
возможность ручного включения подсистем ПОС самолета.

Достоинствами ПОС такого типа являются высокое быстродей-
ствие, широкий диапазон температур, малые энергозатраты и мас-
са системы, сравнительная легкость конструктивного оформления
и отсутствие возможности образования барьерного льда в процес-
се работы. Опыт эксплуатации электроимпульсных систем сравни-
тельно мал, но высокая эффективность таких ПОС позволяет
предположить их перспективность.	‘	I 1

В ПОС, использующих физико-химические способы борьбы с
обледенением ВС, применяют незамерзающие вещества, которые
создают промежуточный слой между защищаемой поверхностью и
внешней средой или льдом. Такие вещества должны обладать хо-
рошим сцеплением с поверхностью обшивки, химической антикор-



розионностью, не разрушаться скоростным напором. Для этих це-



леи используют различные покрытия или смывающие жидкости.
Для эффективной работы в жидкостных ПОС применяют раз-

личные спирты, смеси спиртов с глицерином

, гликоголевые или

этиленгликоголевые смеси с водой. Например, смесь 40% глико-
голя и 60% воды имеет температуру замерзания минус 60°С. Осо-
бенностью применения жидкостных ПОС является необходимость
их включения до начала обледенения ВС, поэтому такие ПОС ча-
ще используют на подвижных деталях, например, воздушных вин-
тах, несущих винтах вертолетов, а также там, где обогрев опасен
(например, защита от обледенения остекления кабины экипажа,
выполненного из органического стекла).

Жидкостные ПОС могут обеспечивать растворение ледяного

покрова небольшой толщины. При интенсивном обледенении за-
паздывание с включением ПОС может существенно снизить их эф-

фективность. Недостатком таких систем является большой расход
омывающих жидкостей до 1,8 л/м2 в 1 ч.

Тепловые ПОС, наиболее распространенные в настоящее вре-
мя, подразделяют на два основных вида: воздушно-тепловые и
электротепловые. Однако возможны и другие варианты таких
ПОС, например, использование в качестве теплоносителя жидко-
стей для защиты частей двигателей от обледенения с применени-



ем горячего масла из системы смазки.



Все тепловые ПОС по принципу работы подразделяются на си-
стемы постоянного и циклического действия. Чаще применяют'
системы защиты от обледенения циклического действия, особенно
для электротепловых ПОС, так как для их непрерывной работы

требуются мощности в сотни киловатт. При больших размерах не-
сущих поверхностей и для воздушно-тепловых систем использо-
вать принцип постоянного действия нерационально. Поэтому на
ВС большой полетной массы лишь на отдельных участках крыла
выдерживают принцип постоянного обогрева. Так, на самолете
Ил-62 участки передней кромки крыла, прилегающие к центро-
плану, имеют постоянный обогрев для исключения попадания ку-
сков льда, сдуваемых потоком, в воздухозаборники двигателей,
расположенных за крылом в хвостовой части фюзеляжа.

л]


Для повышения эффективности тепловых ПОС в них реализу-

ют эффект «теплового ножа» (рис. 3.34, а), который обеспечива-
ет «разрезание» наростов льда на две половины (рис. 3.34, б), а

подтаявшие части сносятся набегающим воздушным потоком,
гг 	! V ’*

Рис. 3.34

Одним из недостатков тепловых
ПОС является возможность обра-
зования барьерного льда за преде-
лами обогреваемой зоны при за-
мерзании жидкой подтаявшей плен-
ки (рис. 3.35), что приводит к силь-
ному искажению аэродинамики ВС.

Противообледенители, реализу-
емые в конструкциях тепловых
ПОС, применительно к системам
постоянного действия могут быть
двух типов:

' Барьерный

А

Жидкая пленка

Рис. 3.35



— противообледенитель полного
испарения, поддерживающий по-
верхность (например, носка крыла) в сухом состоянии, когда барь-
ерный лед не образуется;

— противообледенитель неполного испарения, при работе ко-
торого образуется влажная поверхность и возможность образова-
ния барьерного льда не исключается.

Барьерный лед может образовываться, главным образом, в
тепловых ПОС циклического действия, поэтому в таких системах

предусматривают управление
продолжительностью цикла
нагрева в зависимости от тем-
пературы набегающего воз-
душного потока.	{

Как видно из рис. 3.36, по-
нижение температуры потока
требует увеличения длитель-
ности нагрева цикла тц. Одна-
ко задавать цикл нагрева с
запасом по времени опасно,
так как в этом случае жидкая
пленка подтаявшего льда бу-
дет обильной, а зона растека-
ния расширится, что приведет
к непрерывному образованию
барьерного льда.	1

Рис. 3.36

На рис. 3.37 показаны качественные циклограммы 1, 2, 3 ра-
боты элементов ПОС. Характеристика 1 соответствует нерегулиру-
емому, например, для теплового ножа, процессу нагрева, харак-
теристика 2— циклическому по времени нагреву, когда цикл ре-
гулируют по мощности теплового потока, характеристика 3— вре-
менному составу цикла, который включает время нагрева элемен-

Рис. 3.37
та ПОС тн, время таяния льда ть время охлаждения элемента
сох, время образования льда т2. На рис. 3.37 показана также рас-
четная температура /р включения нагревательного элемента. На-
иболее часто реализуемые численные значения одного полного
цикла работы элемента составляют от 25 до 40 с, а времени ох-
лаждения от 250 до 300 с. За время рабочего цикла (рис. 3.37, 3)
нагревательный элемент (секцию) прогревают до 0, растапливая
тонкую прослойку льда, благодаря чему силы сцепления умень-
шаются, а лед сбрасывается воздушным потоком, затем охлажда-
ют нагревательный элемент (нагрев прекращается). Так как тем-
пература на защищаемой поверхности снизится, то происходит по-
следующее нарастание льда.

Поскольку защищаемая поверхность разбита на ряд участков
(нагревательных элементов), то в период времени работы очеред-
ной секции на всех остальных происходит нарастание льда.

Воздушно-тепловые ПОС наиболее характерны для ВС с газо-
турбинными двигателями (ГТД). При работе систем защиты от
обледенения производится отбор необходимого количества горя-
чего воздуха с температурой от 250 до 350°С в количестве, не
превышающем 15% от весового расхода воздуха через ГТД, так
как при этом снижается тяга Д7? и мощность ДМ двигателя, воз-
растает расход топлива. Допустимые значения отбора воздуха в
зависимости от типа двигателя показаны на рис. 3.38.

Как видно из рис. 3.38, наиболее чувствительны к отбору воз-
духа ДСс двигатели ТВД, у которых при Д6С = 5% наблюдается
потеря мощности ДМ до 16%. Ограничения, вносимые на отбор
воздуха от двигателей, не препятствуют реализации воздушно-теп-
ловых ПОС на ВС, так как абсолютное количество отбираемого
воздуха оказывается вполне достаточным для работы систем та-
кого типа (секундный расход воздуха современных ГТД достига-

ет значений 300 кг/с и более). Принципиальная типовая
воздушно-тепловой ПОС показана на рис. 3.39.

/ •,	и

схема

'Л



*

м

)

7 !
ь Й V 'Я

I *

АЛ ' л

к















Для работы системы горячий воздух отбирается от компрес-
соров двигателей 8 от низконапорных и высоконапорных его сту-
пеней. Так как рабочая температура воздуха в системе ПОС не

должна превышать 230°С (ограничение вводится по условиям обес-
печения прочности конструкции несущих поверхностей), то в си-
стеме отбора установлены регуляторы температуры 7, которые, из-



меняя подачу воздуха от ступеней высокого давления двигателей,
обеспечивают регулировку температуры воздуха, подаваемого в
ПОС. На входе в ПОС несущих поверхностей (крыла /, киля /С

стабилизатора //) установлены запорные краны 2, 3, 9. Установ-
ка обратных клапанов 4, 5 в системе отбора обеспечивает возмож-

и



ность функционирования ПОС при отказе одного из двигателей,
240
В системе. ПОС предусмотрена также установка ограничителей
расхода воздуха 6.

Эффективность работы воздушно-теплово:: ПОС в значитель-
ной степени зависит от выбранной схемы распределения горячего

воздуха. Наиболее простой в конструктивном отношении является
схема продольного распределения, когда горячий воздух нагрева-
ет обшивку, двигаясь вдоль консоли крыла или оперения. При

этом нагрев защищаемой поверхности неравномерен, и, как след-

ствие, коэффициент теплоиспользования мал 0,35—0,4).

Более эффективной считается схема поперечного распределе-
ния, когда подводимый горячий воздух двигается вдоль хорды,
как показано на рис. 3.40. Конструктивно рабочая часть ПОС с

Рис. 3.40

I поперечными каналами выполнена в виде обшивки носка крыла, 1,
внутренней верхней 2 и нижней 5 гофрированной обшивки, экра-
на 3, стенки 4, трубки «пиколло» 6, в которой сделаны отверстия
(вид А). Внешняя и внутренняя гофрированные обшивки образу-
ют поперечные каналы для движения горячего воздуха, который
поступает через щель, образованную верхней 2 и нижней 5 гофри-
рованными обшивками, Равномерное распределение горячего воз-
духа по размаху несущей поверхности обеспечивается применением
трубки «пикколо» 6, в которой сделаны отверстия диаметром от
0,8 до 1,5 мм с шагом, равным 15 мм. Для повышения коэффици-
ента теплоиспользования напротив отверстий в трубе подвода го-
рячего воздуха устанавливают микроэжекторы, которые обеспечи-
вают более полное и экономное использование уже нагретого воз-
। Духа, что позволяет уменьшить потребный расход воздуха для ра-
боты ПОС.
Примером применения воздушно-тепловой ПОС для защиты
несущих поверхностей может служить ПОС самолета Ил-62, где
крыло и оперение оснащены такой системой.

Вариант конструктивного оформления воздушно-тепловой

С, устанавливаемой на подвижных частях несущих поверхно-
стей ВС, можно рассмотреть на примере установки такой системы
на предкрылке самолета Ил-7< На рис. 3.41 показана система
защиты от обледенения предкрылка.

Горячий воздух, отбираемый от компрессоров двигателей, по-
ступает по трубопроводам в централизованную систему отбора,
которая является общей с системой кондиционирования. В систе-
ме отбора в пилоне каждого двигателя установлен первичный узел
охлаждения 10, 12, в котором воздух охлаждается до |220±2)°С
и подводится к магистрали 5 отбора воздуха от двигателей, распо-
ложенных в носках левой и правой консолей крыла. Через фланец
4 воздух отбирается в ПОС предкрылков средней и отъемной ча-
стей крыла. Слева и справа от фланца 4 в магистрали ПОС пред-
крылков установлены две перекрывные заслонки 11 включения
обогрева, в открытом положении пропускающие горячий воздух
по трубопроводам к I *ОС предкрылков через трубки Вентур и 3, 6,
которые работают как ограничители расхода только при разруше-
нии магистрали, расположенной за ними.

Подвижные соединения 2, 7 трубопроводов обеспечивают под-
вод горячего воздуха при выпущенном и убранном положении
предкрылков 8 к коллекторам 1, 9. Коллекторы отдельных секций
предкрылка (трубка «пикколо») обеспечивают равномерное рас-
пределение но размаху и ограничение расхода горячего воздуха.
Горячий воздух через отверстия в стенке коллектора 9 поступает
в противообледенительную камеру 13, которая формируется пос-
редством экрана 16, а затем в каналы 14, образованные наруж-
ной и внутренней гофрированной обшивками предкрылка. Отрабо-
танный воздух выбрасывается в атмосферу через жалюзи 15 во
внутренней обшивке предкрылка.	.'л

Обеспечение непрерывной подачи горячего воздуха к коллек-
торам предкрылка при его перемещении из убранного положения
в выпущенное и наоборот достигается объединением магистрали
системы в носке крыла и коллекторов предкрылков между собо
посредством подвижных соединений: по два на каждой консол:
крыла.

Конструкция такого соединения показана на рис. 3.42, по-
ложение предкрылка с ОС в убранном 2 и выпущенном 1 состо-
янии относительно среднего шарнира 3— на рис. 3.43.	Я

Подвижное соединение рис. 3.42, а) включает в себя цилин-
дрический шарнир 1, верхний 2, нижний 4 патрубки, средний 3 Я
Рис. 3.41
концевой 5 сферические шарниры. Наличие цилиндрического /
и сферических 3, 5 шарниров позволяет обеспечить функциониро-
вание ПОС предкрылка в процессе его выпуска, уборки, убранном
и выпущенном положениях. Конструкция цилиндрического шар-
нира показана на рис. 3.42, б. Внутри корпуса 2, который закреп-
ляется на конструкции носка крыла, расположен подвижный ста-
кан 5 верхнего патрубка. Герметичность между корпусом 2 и ста-
каном 5 обеспечивается уплотнительным кольцом 1, а по торцу
втулки 3— с помощью кольца 4. От осевого перемещения стакан
5 фиксируется втулкой 3 с помощью болтов 7, которые контрятся
проволокой 6.

Конструкция среднего сферического шарнира показана на
рис. 3.42, в. В корпусе 1 нижнего патрубка размещается сфериче-
ская законцовка 3 верхнего патрубка 6. При повороте верхнего и
нижнего патрубков относительно друг друга сферическая закон-
цовка 3 допускает угловую несоосность до 6°, а герметичность со-
единения обеспечивается уплотнительным кольцом 2. От осевого
перемещения патрубки 2, 6 фиксируются осью 4 и гайками 5. Ана-
логично выполнен и нижний сферический шарнир.

Рис. 3.42 (см. также с. 245)
^г~ $

,чг ,|;1Н) (ОН'Х» (.5И МТЛ'Щ  ’'••'	;и

! / I к ? . । <	Рис. 3.42. Окончание

!.,1 пик.(о(1	<;г,( >
Рис. 3.43

Соединение трубопроводов отдельных магистралей ПОС, тем-
пературная компенсация и крепление их на конструкции планера
ВС выполняют аналогично трубопроводам системы кондициониро-
вания ВС.

Работа электротепловых ПОС основана на преобразовании
электрической энергии в тепловую. В качестве нагревательных эле-
ментов используют проволочные или пленочные устройства из вы-
сокоомных материалов (константана, нихрома). Равномерное рас-
пределение подводимого тока по ширине нагревательного элемен-
та достигается установкой специальной медной шины. На несущих
поверхностях с острыми передними кромками в большинстве слу-
чаев применяют токопроводящие пленки, например, из сплава ме-
ди, марганца и магния. Такую пленку наносят на защищаемую
поверхность, предварительно покрытую слоем электроизоляции,
методом газоплазменного напыления по зигзагообразным трафа-
ретам. Сверху пленку закрывают слоем электроизоляции и защи-
щают абразионно-стойким покрытием на основе синтетических
смол с наполнителем из порошка стали. Общую толщину пакета
элемента получают порядка 1,5 мм.
Для электропитания таких ПОС применяют источники пере-
менного тока напряжением 115 В или 208 В, частотой 400 Гц при
удельной тепловой мощности от 6 до 15 кВт/м2.

Типовую структурную схему электротепловой ПОС можно пред-
ставить (рис. 3.44) в виде коммутатора 4, который через контак-
торы 5 подключает к цепи питания нагревательные элементы 2
в определенной последовательности на время, заданное програм-
мным механизмом контактора. Защита нагревательных элементов
от перегрева обеспечивается термодатчиками 1, которые по задан-
ной предельной температуре разрывают цепь контакторов, отклю-
чая нагревательные элементы. Электротепловая ПОС может ра-
ботать в ручном и автоматическом режимах в зависимости от по-
ложения переключателя 3. Во избежание включения ПОС на
земле цепь питания системы блокируется с обжатием стойки шас-
си ВС через КВ.

Рис. 3.44

Электротепловые ПОС обычно используются для защиты не-
сущих винтов вертолетов, воздушных винтов двигателей, пред-
крылков крыла, например, на самолете Ту-154, стабилизирующих
поверхностей оперения.

В состав электротепловой ПОС для защиты оперения Ил-76Т
(рис. 3.45) входят:	1 . ' ’	’ 5 <	' 1 ।	- ат *


—	электрообогревательный носок стабилизатора 1, каждая
консоль которого защищена четырьмя секциями нагревательных
элементов 14, 15, 16, 17 и 2, 4, 5, 6;

—	электрообогревательный носок киля 7, включающий пять
секций нагревательных элементов 8, 9, И, 12, 13;	>

—	два программных механизма, одцн из которых обеспечива-
ет работу ПОС киля и стабилизатора в режиме, когда температу-
ра окружающей среды выше минус 20°С, а другой — в режиме,
когда температура воздуха ниже минус 20°С;	; л> и|Я
—	релейные блоки дифференциальной защиты, обеспечиваю-
щие защиту нагревательных элементов от короткого замыкания;

—	коммутационная аппаратура: реле, контакторы, трансформа-
торы, выключатели, линии подвода электропитания и другие эле-
менты.

Включение ПОС оперения выполняется переводом переключа-
теля режима работы, который установлен на панели ПОС на пра-
вом пульте пилота.

Электропитание для агрегатов управления ПОС подается от
сети постоянного тока 27 В через распределительные устройства
(РУ), а для нагревательных элементов — от сети переменного тока
200/115 В от своих РУ. Конструктивно обогреваемые носки киля
и стабилизатора выполнены в виде отдельных секций нагреватель-
ных элементов. Каждая секция за исключением 8, 13 имеет от-
дельно выделенную зону в виде узкого участка, которая служит
тепловым ножом. Участки теплового ножа нагревательных элемен-
тов 2 и 9 показаны соответственно позициями 3 и 10.

Каждый секционный нагревательный элемент выполнен в виде
многослойной конструкции, состоящей из внешней и внутренней
обшивок, между которыми размещен нагревательный элемент, от-
деленный от поверхности обшивок двумя электроизоляционными
пакетами из стеклоткани. Нагревательный элемент каждой секции
выполнен из отдельных полос нержавеющей стальной сетки. Чис-
ло полос определяется расчетным значением требуемого суммар-
ного сопротивления элемента.

Зоны теплового ножа нагревательных элементов стабилизато-
ра 2, 4, 5, 6, 14, 15, 16, 17 и секция носка 13 киля при включении
ПОС питаются электроэнергией постоянно, а тепловые ножи сек-
ций киля 9, 10, 11 и нагревательный элемент 8 подаются под на-
пряжение в цикличном режиме. В зависимости от режима ра-
боты ПОС продолжительность цикла меняется. Циклограмма рабо-
ты ПОС в режиме «Ниже минус 20°С» показана на рис. 3.46, а, в
режиме «Выше минус 20°С» •— на рис. 3.46, б.

Электротепловые ПОС, несмотря на большие затраты мощно-
сти для своей работы, более трудоемкое техническое обслужива-
ние и сложное конструктивное исполнение, часто применяют на
ВС. Учитывая высокий КПД до 0,95, независимость отбираемой
Потребной мощности от режима работы двигателей, возможность
применения на элементах конструкции ВС, где компоновка воз-
душных каналов затруднена, можно признать целесообразной ус-
тановку электротепловой ПОС, например, на предкрылках само-
лета Ту-154, несущих и рулевых винтах вертолетов и ряде других
случаев использования таких систем.
{



[Номер секций нос- ков и нагреватель- ные элементы	Время включения нагревательных элементов			
	2	5 50 75 100 /1 । ।	25 150 1'	?5 200 225 250
2				
3		|вмнн		

1а,6^в 16

। 2а36,в 15											
| за,Ъ,в 14											
4а. 5, в 12 	г	2												

Тепловой нож

За,6,в 9

4а,5,в 10
г	А	_

Тепловой нож

'•Л А. 
Выбор типа системы защиты ВС от обледенения решается при-
менительно к конкретному образцу авиационной техники с учетом
особенности конструкции, условий эксплуатации, назначения, об-
ласти применения и т. д.

К факторам, влияющим на выбор ПОС ВС, относятся:

—	оптимальное и экономичное использование располагаемой
энергии;

—	рабочий диапазон температур ПОС и реализуемая степень
защиты ВС от обледенения;

—	возможность конструктивного исполнения и компоновки
противообледенителя применительно к защищаемому элементу
конструкции;

—	обеспечение минимальной взлетной массы системы;

—	удаленность источников энергии относительно защищаемых
поверхностей и агрегатов.

Взаимосвязь перечисленных факторов требует комплексной их
оценки при выборе ПОС. При этом! может оказаться целесообраз-
ным компромиссное решение, когда переднюю кромку крыла (пред-
крылки) оснащают электротепловой системой защиты, а опере-
ние — воздушно-тепловой, т. е. применяют комбинированные ПОС.
На самолете Ил-76 отдано предпочтение воздушно-тепловой систе-
ме защиты предкрылков и применению электрообогрева киля и
стабилизатора.	*

! 3.6. Тепловой расчет тепловой противообледенительной системы

Тепловой расчет систем защиты ВС от обледенения выполняют
на основе анализа теплообмена поверхностей, подвергающихся об-
леденению или смачиванию за счет улавливаемых капель влаги.

Применительно к несущим поверхностям ВС согласно рис. 3.47
уравнение теплового баланса можно записать:

Я Яр& Я1 ^кин ’

где я — удельный тепловой по-
ток, уносимый с несущей по-
верхности при работе ПОС;
Яа.— тепловой поток, характе-
ризующий конвективный унос
тепла; я^—удельный тепло-
вой поток, уносимый при испа-
рении воды или льда; Я\ —
подвод тепла за счет нагрева
от трения набегающего воз-

)

Рис. 3.47
душного потока, <?кин — тепловой поток, происходящий за счет
кинетической энергии капель воды при ударе о несущую поверх-
ность.	I

При выполнении оценочных расчетов значениями д\ и 7КИН
можно пренебречь, так как их влияние на расчеты незначительно
в сравнении с остальными слагаемыми формулы (3.2), которую
можно записать следующим образом:

Я =	+ Я?..

Численное значение теплового потока за счет конвективной те-
плоотдачи определяют из выражения

где а — коэффициент теплоотдачи; 1П и Л — соответственно тем-
пература на несущей поверхности (обшивке) и температура на
внешней поверхности пограничного слоя (ПС).	'	1

Для предотвращения образования барьерного льда значение 1П
принимают равным нулю. Значение температуры на внешней по-
верхности ПС вычисляют по формуле

/1=/п + ^/2Ср[1-(Ум/У0)2(1-'-)]. Я

1 V 1 I 1 ,	I	|	I 1Т» । ।1 «ц

где Уо — скорость полета; Ср

теплоемкость воздуха при посто-
- местная скорость воздуха в ПС;

р — коэффициент давления на
аэродинамическом профиле
(распределение р в функции
от координаты х показано на
рис. 3.48); г — коэффициент
восстановления давления.

В зависимости от характе-
ра обтекания воздушного по-
тока г меняется от 0,85 до 0,88.
Меньшие значения г соответ-

Рис. 3.48	ствуют ламинарному, а боль-

шие — турбулентному течению.
Коэффициент теплоотдачи зависит от характера течения и па-
раметра потока (рис. 3.49).

Для ламинарного течения ал вычисляют по формуле

А ,.

= 1,4-Ю3 СРр1/" ,
рг0,66{^е0,5

I

I
а при турбулентном — из вы-
ражения

м

р г0,66^е0,2

где Рг — критерий Прандтля,
равный 0,72 для воздуха; Ке=
=^КЦ)Л;	—диаметр капель

воды.

В первом приближении зна-
чение а при выполнении оце-
ночных расчетов можно опре-
делять графически (рис. 3-50)
в зависимости от высоты Н и
скорости Уо-

Численное значение уноси-
мого тепла д$. при испарении
воды или льда оценивают па
формуле

Я? = Я^ ~ Я} ,	(3.3)

где =(?ВЛП—теплота испа-
рения; 6В — весовой расход
воздуха на один метр площа-
ди защищаемой поверхности;
Ьа—теплота парообразования;

и

Рис. 3.50

 !•

д$—тепло, возмещаемое за счет

аэродинамического нагрева.

Тепловой поток за счет испарения находят из выражения

г I

(3.4)

где /п — упругость водяного пара при температуре поверхности
профиля.

Тепло, возмещаемое за счет аэродинамического рагрева (энер-
гии скоростного напора), вычисляют по формуле

(3.5)

р
г 1 •	|	• 1 ) 1 '* ' 1 / • /1 ’• 1

где /* — упругость водяного пара при температуре погранично
го слоя /1 и температуре поверхности профиля 1П.
Подставив в формулу (3.3) выражения (3.4) и (3.5) и выпол-
нив преобразования, получают выражение

0,622Ап /п — /*
----------—

р

После подстановки и <?рв формулу (3.2) получают выра-
жение для оценки интенсивности теплового потока, который необ-
ходимо подвести в зону, защищаемую ПОС для предотвращения
образования льда:

<7=а(<„—<1) + 0,622°^-^---+ 3600	(/п _ I *).

Ср р	I

Формула (3.6) показывает, что я зависит от скорости полета,
причем с ростом Во повышается и температура /1 из-за кинетиче-

ского нагрева, что приводит к уменьшению слагаемого (/п—/1),

параметр я(/п—/1) имеет максимум по скорости, как это следует
из рис. 3.51. Из графика я(^о) при 10 = —35°С видно, что расчет-

Рис. 3.51

ной скоростью для ПОС будет Во=
=600 км/ч. С увеличением высоты
полета максимум по скорости сме-
щается влево, что объясняется
уменьшением а. Поэтому при выбо-
ре скорости при расчете ПОС рас-
четным случаем может оказаться пе-
реходный режим полета, например,
заход ВС на посадку (Во = ЗОО—
„• 500 км/ч, высота полета Н—2—3 км
и ниже).

Тепловой поток, который необхо-
димо подвести к ПОС, изнутри всег-

да будет больше, чем поток, вычис-
ленный по формуле (3.6), из-за неизбежных потерь при теплопере-
даче. Поэтому я принято называть внешним тепловым потоком, ко-
торый обусловлен внешними параметрами обтекания.

При определении потребного расхода горячего воздуха прини-
мают ряд допущений, позволяющих существенно упростить рас-

чет, сохранив уровень точности, достаточный для практических
приложений.

Оценочный расчет выполняют на основе следующих допущений:
— режим течения воздушного потока в ПС принимается тур-
булентным;	' I

— температура защищаемой поверхности постоянна по всей
площади ПОС;	1
— температуру защищаемой поверхности принимают
что позволит исключить образование барьерного льда;

—	аэродинамический нагрев защищаемой поверхности не учи-
тывают;

—	поверхность, защищаемую от обледенения, принимают в
виде плоской пластины общей площадью Р, т. е. считают, что
= Уо;

—	защищаемая поверхность смочена водой.

С учетом сделанных допущений формулу для внешнего тепло-
вого потока записывают в следующем виде:

где а=5,5-10~4 (ро^о0-8/ (0,5т7)0-2 — коэффициент теплоотдачи; ?п=
= 0; /о» Ро, 1о — параметры набегающего потока на данной высоте.

После определения д вычисляют потребный расход горячего
воздуха по формуле

0 =----------------

Ср(^вх Азых)^т

где /вх — температура горячего воздуха на входе в ПОС, равная
половине значения температуры воздуха, отбираемого от комп-
рессора двигателя; I вых—температура воздуха на выходе из ма-
гистрали ПОС в атмосферу; — коэффициент теплоиспользо-
вания:

1

Значения лежат в диапазоне от 0,5 до 0,75, нижнее значе-
ние соответствует случаю, когда воздушный поток в магистра-
лях не упорядочен (рис. 3.52, а). В случае применения эжекторов

и других конструктивных мероприя-
тий (рис. 3.52,6) т]т соответствует
верхнему значению.

Для уменьшения тепловых по-
терь коммуникации воздухопрово-
дов теплоизолируют, а для исклю-
чения термонапряжений в трубопро-
водах производят установку термо-
компенсаторов с шагом, равным 3 м
(рис. 3.53).


I

г

♦

а

О 1

I, I

Рис. 3.55

УТ

Для поддержания темпера-
туры, равномерной по длине
крыла (оперения), защищае-
мой ПОС, подвод горячего воз-
духа делают в нескольких мес-
тах, как показано на рис. 3.54, с
использованием трубок «пик-
коло» со сверхкритическим пе-
репадом, что и обеспечивает
высокую равномерность нагре-
ва защищаемой поверхности.

Об эффективности такого ре-

/

После определения требуемого

шения можно судить из анали-
за рис. 3.55, где кривая 2 ха-
рактеризует температуру наг-
рева защищаемой поверхности
4 по длине I при подводе воз-
духа только в корневой части
крыла, а кривые 1 показывают,
как изменяется /п(/) при под-
воде горячего воздуха в нес-
кольких местах по размаху
крыла.

расхода воздуха для работы

ПОС и разработки ее принципиальной схемы выполняют гидрав-
лический расчет системы.	,

IV. ’ ,

-I .|-гф



х -	> I

- (

Ж / < 1 1>







3.7.	Гидравлический расчет
противообледенительной системы

"/У*

Гидравлический расчет ПОС сводится к определению потерь
давления Лрк в магистралях по длине трубопроводов по формул®





△Рк —

А

гид

•'.Г я
I

где В

вх

ния; (1

— коэффициент потерь на входе; Су — коэффициент тре-
ГИд —внутренний диаметр канала; Ук—скорость движения

воздуха в канале.

По экспериментальным данным ^вх =0,5—1.

Падение давления в продольном воздушном канале вдоль пе-
редней кромки несущей поверхности можно вычислить согласно
выражению

гид

где /т — длина продольного канала.

Значение коэффициента трения для внутренней обшивки, вы-
полненной гофрированной в первом приближении, определяют, ис-
пользуя формулу для сильно шероховатых труб:

В конструкциях, где поперечные каналы выполнены в виде
гладкой двойной обшивки, значение Су определяют, как для обыч-
ных технических труб, по формуле

С/=О,184/Кео>2.

При определении потери давления на прямых участках трубо-
проводов Др, подводящих горячий воздух от двигателя к защи-
щаемой поверхности, используют выражение

где п. — число прямолинейных участков трубопроводов в распре-
делительной сети; — коэффициент местных потерь.

Значения В и Су на I участке распределительной сети принима-
ются на основании экспериментальных данных, которые приводят-
ся в справочной литературе.

При гидравлическом расчете воздушно-тепловых ПОС, в про-
тивообледенителях которых используют эффект трубки «пикко-
ло», необходимо, чтобы перепад давления вытекающего воздуха
по длине трубопровода был выше критического, поэтому стати-
ческое давление в трубопроводе должно сохраняться постоянным.
Для этого необходимо, чтобы скорость потока в канале трубопро-
вода была больше, чем в конце, и плавно изменялась по его дли-
не. Поэтому трубопровод рассматривают как камеру постоянного
статического давления, равного критическому. При этом считают,
что при истечении воздуха из отверстий в трубе теряется лишь
одно динамическое давление, соответствующее скорости истечения
воздуха через отверстие КОтв- Кроме этого, из-за поджатия струи
воздуха на входе в отверстие коэффициент потерь на входе
^вх =0,5, а потери на выходе оцениваются значением ^вых =1. Сум-
марные потери давления должны быть равны статическому дав-
лению воздуха в трубопроводе

Так как считается, что в начале трубопровода скорость исте-
чения больше, чем в конце перед последним отверстием, то для
постоянства статического давления по всей длине трубопровода
необходимо выполнить условие

рП2 рУ 2

Р = ~ - Ч-0- (2ДЛр +	,	(3.7)

где Дртр — общая потеря давления на трение по длине распре-
делительного трубопровода; Дротв —потеря давления за счет ме-
стных сопротивлений всех отверстий.

Для простоты расчета значения диаметров трубопровода при-
нимают такими, чтобы скорость истечения воздуха после каждого
отверстия в стенке трубы уменьшалась на одно и то же значение:

/^ОТВ

где гготв— число отверстий в трубопроводе.

Учет потери давления между соседними отверстиями за счет
изменения скорости истечения при делении потока вычисляют по
формуле

/у у \2р
л 1 /9 / г нач г кон \ г

\ *^ОТВ у /

Так как по длине трубопровода имеется число потв, то общая
потеря давления на местные сопротивления составляет

ЕД/?ш=1/Зиотв (Унач — Укон)2 р/2.	(3.8)

Общая потеря давления в трубопроводе должна удовлетворять
уравнению (3.7). Если равенство (3.8) не выполняется, то необ-
ходимо задать другие значения Укон, 14ач и повторить расчет
потерь.

После полного гидравлического расчета воздушно-тепловой
ПОС сравнивают суммарные потери с располагаемым давлением
источника горячего воздуха на данном режиме полета. При этом
располагаемое давление и расход воздуха должны быть больше
расчетных значений. 1

----(Г

3.8.	Расчет прочности отдельных конструктивных элементов
противообледенительной системы

Расчету на прочность, прежде всего, подлежат агрегаты, обра-
зующие систему, трубопроводы и элементы крепления агрегатов
и трубопроводов к конструкции планера ВС.

В распределительных устройствах и агрегатах обязательно рас-
считывают прочность оси заслонок, которую рассматривают как
двухопорную, нагруженную расчетной сосредоточенной нагрузкой
Р3Р балку, опорами которой являются подшипники навески оси.
Значение сосредоточенной нагрузки, действующей на ось заслон-
ки, определяют по формуле

Р3р = /ДрзРз,

где Др3—перепад давления при закрытой заслонке на взлетном
режиме работы двигателя; Р3 — площадь заслонки.

Трубопроводы распределительных магистралей воздушно-теп-
ловых ПОС рассчитывают на прочность из условия разрыва по
образующей от действия внутреннего избыточного давления по
формуле



1

где ор — нормальные напряжения; (1— внутренний диаметр тру-
бопровода; — толщина стенки трубопровода.

Учитывая высокие температуры отбираемого воздуха (до
6ОО°С), а также периодичность включения ПОС для стальных тру-
бопроводов, давление ограничивают до 500 МПа, а для трубопро-
водов из титановых сплавов р^250 МПа. Трубопроводы с толщи-
ной стенки Вт < 0,2 мм сложно изготовить технологически, поэто-
му их редко применяют на практике.

При расчете <зр перепад давления Др3 необходимо принимать
Равным давлению отбираемого от двигателя воздуха на взлетном
Режиме, что объясняется возможностью отказа ограничителя (ре-
гУлятора) давления.
Элементы крепления трубопроводов к конструкции планера
располагают с шагом 800—1500 мм в местах установки нервюр
или шпангоутов. Элементы крепления нагружаются погонной
инерционной нагрузкой от массы трубопроводов и теплоизоляции.
Значение погонной инерционной нагрузки #ртп определяют по фор-
муле

<7тп = ?ТР+Лз = АР^(^тп4

^И37 ’

где и
нагрузка

7из — соответственно погонная расчетная инерционная

трубы и теплоизоляции;

пр — коэй

ициент

расчетной

перегрузки для ВС, ттп—погонная масса трубы; тиз—погон-



ная масса теплоизоляции.

Значение сосредоточенной нагрузки, действующей на кронш-
тейн крепления трубопровода, определяют по формуле



где Рт — расчетное значение сосредоточенной силы, действующей
на кронштейн; /эл — шаг размещения кронштейнов на конструк-
ции планера ВС.

По расчетной сосредоточенной нагрузке Рт определяют потреб-
ные площади поперечных сечений деталей, образующих узел креп-
ления трубопровода.

Литература: [17]; [26] — [30].

Методические указания

При изучении ПОС необходимо ознакомиться с условиями об-
леденения ВС, выяснить причины образования льда и уяснить на-
иболее опасные режимы полета, способствующие развитию про-
цесса обледенения. Следует обратить внимание на требования,
предъявляемые к ПОС в ЕН Л ГС. Это облегчит восприятие су-
ществующих методов защиты ВС от обледенения, позволит понять
принципы конструктивного построения таких систем, применения
принципов резервирования и дублирования отдельных подсистем
и агрегатов для обеспечения безопасности полетов ВС.

Знание требований, принципов построения и конструктивного
исполнения ПОС ВС позволит лучше усвоить вопросы теплового
и гидравлического расчетов, запомнить ограничения, накладывав
емые на работу систем защиты от обледенения в условиях летной
и наземной эксплуатации ВС.	I
Вопросы для самоконтроля

1.	Назовите основные причины, вызывающие обледенение ВС в полете и
на земле.

2.	Как процесс обледенения влияет на летные характеристики ВС?

3.	Назовите режимы полета ВС, на которых процесс развития обледенения
наиболее вероятен.

4.	Как должен поступить пилот, если заранее знает, что приближается к
зоне, в которой условия окружающей среды способствуют обледенению?

5.	Какие формы льда могут образовываться на ВС в зависимости от ре-
жимов полета?

6.	Назовите принципы, на которых основана . работа сигнализаторов обле-
денения.

7.	Как классифицируют ПОС по принципу действия?

8.	В чем заключается основной недостаток электроимпульсной ПОС?

9.	Чем обусловлена необходимость циклической работы тепловых ПОС?

10.	Как предотвратить образование барьерного льда при работе тепло-
вых ПОС?	.	,	, ;

И. Из каких условий исходят при выборе начальных условий при выполне-
нии теплового расчета ПОС?

12.	Назовите методы конструктивного оформления тепловых элементов ПОС,
позволяющих повысить коэффициент теплоиспользования.

13.	Почему при положительных температурах воздуха в весенне-осенний
период возможно обледенение входных устройств авиационных двигателей?


Глава 4. ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ 1

Топливная система современного ВС представляет собой слож-
ный электрогидромеханический комплекс, предназначенный для
надежного питания топливом маршевых двигателей и ВСУ в
ожидаемых условиях эксплуатации, что является одним из важ-
нейших факторов обеспечения безопасности полетов.

4.1.	Структура топливной системы

 Структура топливной системы определяется ее функциями,,
к которым относятся:	1

—	заправка топливных баков по заданной программе; Л

—	размещение на борту самолета топлива в количестве, не-
обходимом для полета на дальность, предусмотренную с учетом:
резервного запаса;

—	непрерывная подача топлива в двигатели в полете и на зем-
ле от их запуска до преднамеренного останова;	I

—	перекачка топлива из одних баков в другие в процессе его
выработки или с целью изменения в нужном направлении цент-
ровки самолета;	Я

—	предохранение топливных баков от недопустимого избыточ-
ного давления или вакуума в процессе их заправки и выработки;.

—	слив отстоя при техническом обслуживании и аварийный

слив топлива в полете;

—	защита топливных фильтров от обмерзания;

—	измерение и индикация количества топлива в баках и рас-
хода в процессе выработки топлива;	I

—	сигнализация исправности и режимов работы, предупреди-
тельная сигнализация АВАРИЙНЫЙ ОСТАТОК ТОПЛИВА,

ТОПЛИВНЫЙ ФИЛЬТР ЗАСОРЕН.

Топливная система самолета включает в себя топливные баки



систему питания, подразделяющуюся на подсистему подкачкИЯ
топлива к двигателям и перекачки из одних групп баков в дрУ'
гие, системы заправки баков, дренажа баков, систему или отдель-
ные элементы слива, систему или отдельные агрегаты защиты топ-
ливных фильтров, систему управления заправкой и выработкой
и измерения количества топлива (СУИТ), систему измерения рас-
хода топлива (СИРТ), средства индикации и сигнализации.


Для обеспечения высокой производительности современных ВС
требуется размещение на борту ВС и расходование в полете боль-
шого количества топлива. Топливная эффективность ВС оценива-
ется расходом топлива на единицу производительности, например,
на пассажиро-километр. Сопоставление по этому показателю ма-
гистральных самолетов Ил-62М, Ту-154Б2 и самолета Ан-24, обес-
печивающего перевозки пассажиров на местных воздушных лини-
ях (МВ Л) уже более 25 лет, с перспективными самолетами
Ил-96-300, Ту-204 и Ил-114 показывает, что расход топлива на
единицу производительности нового поколения самолетов умень-
шен вдвое (табл. 4.1).

Переход на новую авиационную технику позволит устранить
одно из основных препятствий перестройки гражданской авиации,
направленной на удовлетворение постоянно растущего спроса на
воздушные перевозки, — дефицит авиационного топлива. Для обес-
печения воздушных перевозок только на 500 самолетах Ту-154 при
годовом налете 2000 ч годовая потребность в авиационном керо-
сине составляет около 5,7 млн. г.

Исходя из объема пассажирских перевозок и его годового
прироста с учетом процента необеспеченности спроса на воздуш-
ные перевозки из-за ограничения поставок авиационного топлива,
можно предположить, что к 1995 г. объем перевозок превысит
160 млн пассажиров в год. Он будет достигнут без существенного
увеличения лимитов на авиационное топливо, главным образом,
за счет широкого ввода в эксплуатацию новой высокопроизводи-
тельной авиационной техники.

В одном полете магистрального пассажирского самолета
расходуются десятки тонн топлива. Так, для перевозки
186 пассажиров на расстояние 7,7 тыс. км на самолете
Ил-62М необходимо израсходовать около 70 т топлива, для
перевозки 300 пассажиров на такое же расстояние на
самолете Ил-96 — около 50 т топлива. В одном полете с
полной коммерческой нагрузкой на расстояние 2,5—2,8 тыс. км на
самолете Ту-154Б2 расходуется более 20 т топлива, на самолете
Ту-204 — около 10 т. А максимальное количество топлива, заправ-
ляемого для беспосадочных полетов с ограниченной коммерческой
Нагрузкой на большие расстояния (табл. 4.1), составляет 25—•
$0 т. Такое количество топлива необходимо разместить на борту
самолета с соблюдением центровки, противопожарной безопасно-
сти и других требований. Все это топливо должно быть подано в
Двигатели при возможно меньших невырабатываемых остатках.
При этом необходимо обеспечить строго непрерывный поток топ-
лива в двигатели с момента их запуска перед взлетом до останов-
ки после посадки, т. е. в течение 3—10 ч при возможных неблаго-
приятных внешних воздействиях. 	'
Таблица 4.1

292-лниод









Т'П-ь’И

^-ну

Эв-ь’И

96-^И

1№9-^И

Н'Ч

4.2.	Ожидаемые условия эксплуатации
топливной системы и	!

 :	'	I	•	.	О/

Ожидаемые условия эксплуатации ВС представляют собой со-
вокупность условий, признанных допустимыми для летной эксплу-
атации ВС и его функциональных систем.

Атмосферное давление у земной поверхности изменяется мало,
годовые его колебания в умеренных и северных широтах состав-
ляют 97—104 Па. С подъемом на высоту давление понижается по
экспоненциальному закону и определяется по формуле

>

(4.1)

где ро, ро — давление и плотность воздуха у земли; Н — высота.

Эксплуатационная надежность топливных систем в большой
степени определяется их работоспособностью в условиях низких
температур. Изменение температуры с высотой в тропосфере, где
осуществляются полеты ВС, характеризуется наличием вертикаль-
ного градиента. Распределение температуры атмосферного возду-
ха на высотах до 11—12 тыс. м выражается соотношением

г

== Ч —Н.

Приведенное в справочных данных стандартной атмосфе-
ры (СА) распределение давления по высоте рассчитано по баро-
метрической формуле (4.1) с учетом распределения температуры
по вертикали согласно зависимости; (4.2).

Распределение средней температуры по высоте тропосферы в
январе над территорией СССР приведено в табл. 4.2.

« Л • 1 I Я | ./,! "" • I ' * <• (VIт ' Я •' < » <• ‘ к ’•

Таблица 4.2

Географи- ческая широта, град	Температура на высоте, °С					О'	___
	уровня моря	!  1,5 км	3,0 км	5,5 км	9,0 км	11—12 км
70	—32,8	—22,4	‘ —26,1	—38,2	—57,4	—59,5
. 1	. '		К, П О'। ’			$ ' 1	
50	—18,1	— 17,4	—21,1	—35,4	—55,5	—57,7
40	—0,1	—4,6	—11,4	—26,7	—51,2	—56,2
30	12,4	4,6	—2,3	—17,0	—41,5	—54,3
Зарегистрированные экстремальные отрицательные температур
ры над азиатской территорией СССР достигают минус 60°С на
высотах до 6 км, минус 69°С — на высотах до 9 км и минус 75°С —
на высоте 11—12 км. На воздушных линиях, соединяющих Моск-
ву, Ленинград, Киев с Дальним Востоком, характеризующихся
большой продолжительностью беспосадочного полета (более 7—
8 ч), средние температуры января на высотах 9—10 км находятся
в диапазоне минус 53°С — минус 63°С. Европейские авиалинии
имеют сравнительно небольшую продолжительность полетов (ме-
нее 4 ч) и характеризуются средней температурой января на вы-
сотах 9—10 км минус 49°С — минус 57°С. Расчетными атмосфер-
ными температурными условиями на уровне моря являются высо-

котемпературные условия, при которых кинетическая температура
воздуха равна 45°С, и низкотемпературные условия, при которых
температура воздуха равна минус 60°С- В этих условиях в широ-
ких пределах может изменяться температура заправляемого топ-
лива и особенно температура топлива в баках в полете.

Особое влияние на работоспособность и эксплуатационную на-
дежность топливной системы оказывает охлаждение топлива в ба-
ках ВС. Влажность атмосферного воздуха оказывает существен1
ное влияние на обводненность авиационного топлива, что требует

принятия конструктивных и эксплуатационных мер по предотвра-
щению образования и накопления в топливной системе ВС сво-
бодной воды. Влажность воздуха определяется парциальным дав-
лением водяного пара, которое зависит от количества водяного
пара в атмосферном воздухе и температуры. Принято оценивать
влажность воздуха безразмерным параметром, называемым отно-
сительной влажностью, равной отношению давления паров рв.п к
давлению насыщенного пара ри.в.п при данной температуре, выра-

женному в процентах.

С понижением температуры относительная влажность воздуха
возрастает, так как при этом рн.в .п уменьшается в большей степе-
ни, чем рв.п. Парциальное давление (упругость) водяного пара за-
висит от высоты /7:

Ръ.пи —рв.п0Ю
где ₽ — эмпирический коэффициент.
Давление насыщенного водяного
функцией температуры:

9

пара является показательной


где А — постоянный коэффициент; а=7,5, (1=237,5— эмпиричес-
кие коэффициенты; /в — температура воздуха, °С.

Характер изменения относительной влажности атмосферного
воздуха с подъемом на высоту зависит от температуры у земли.
Гак, при положительных температурах /в^15—20°С относитель-
ная влажность с подъемом на высоту возрастает до //=1500...
,2500 м, а выше 2500 м — убывает. При температурах ниже 15°С
относительная влажность у земли максимальна, а с подъемом на
высоту убывает. Статистические данные по температуре /в и от-
носительной влажности атмосферного воздуха для различных
географических зон приведены в табл. 4.3.

Таблица 4.3

Аэропорт	Октябрь			Январь			Апрель			Июль		
	4,	°С	Фв, %		°С	4в, %		°с	4в, %	^в>	°С	Фв, %
	тах	тт		тах	ПИП		тах	тт		тах	Ш1П	
Москва	14	-4	60	1	—20	82	20	—4	36	28	14	38
Лондон	28	—4	70	14	—13	81	27	-3	64	32	6	61
Нью-Йорк	26	2	57	14	-14	60	26	— 1	53	36	15	58
Дели	36	13	32	25	2	41	41	15	19	40	23	59
Токио	26	6	62	15	—5	47	24	2	58	33	17	68
Якутск	7	—28	73	—30	—43	76	** 1	—29	44	31	6  •	32

Загрязненность атмосферы также оказывает существенное вли-
яние на формирование структуры топливных систем ВС и опреде-
ляет технологию ее технического обслуживания. Содержание пыли
в атмосфере колеблется в очень широких пределах: от 20-106 ча-
стиц на кубический метр в воздухе крупных промышленных цент-
ров до (10—15) • 103 частиц на кубический метр в лесной мест-
ности.

При исследовании влияния атмосферной пыли на эксплуатаци-
онную надежность и ресурс топливных, масляных и гидравличес-
ких агрегатов статистическое значение концентрации мехприме-
сей в атмосферном воздухе над морем принимали равным 1 мг/м3,
над городами — 3 мг/м3, над промышленными центрами — 5 мг/м3,
над взлетно-посадочными полосами аэропортов в сухое время —

10 мг/м3. С подъемом на высоту запыленность атмосферы умень-
шается. Так, если массовую долю пыли в воздухе у земли принять
за 100%, то на высоте 200 м она составляет 65%, а на высоте

500 м —40%.
Степень влияния параметров атмосферного воздуха на эксплу-
атационную надежность топливной системы и, прежде всего, тем-
пературный режим в топливных баках зависит от продолжитель-
ности полета ВС. Анализ расписания движения пассажирских са-
молетов показывает, что большинство рейсов магистральных са-
молетов выполняется с промежуточными посадками. Продолжи-
тельность стоянки в промежуточных аэропортах составляет от
30 мин до 2 ч. Большое число рейсов выполняется с кратковре-
менной стоянкой в конечном пункте, так что такие рейсы можно
отнести к полетам с промежуточной посадкой.

В табл. 4.1 приведены данные по продолжительности беспоса-
дочных полетов ВС. Из общего числа полетов ВС 80% составля-
ют полеты продолжительностью до 3 ч. Дальние магистральные
самолеты имеют продолжительность беспосадочного полета 7—
9 ч. Для средних магистральных самолетов более, чем в 50% рей-
сов, продолжительность полета превышает 3 ч. Продолжитель-
ность полета самолетов МВЛ, как правило, не превышает 2 ч. Та-
ким образом, дальние и средние магистральные самолеты в боль-
шей мере, чем самолеты МВЛ, подвержены влиянию низких тем-
ператур окружающего воздуха, вызывающих достаточно глубокое
охлаждение топлива в баках.	|

Интенсивность и степень охлаждения топлива в самолетных
баках зависит от конструктивных особенностей баков и топливной
системы в целом, от температуры заправляемого топлива и, глав-
ным образом, от продолжительности полета.

Экспериментальные данные (рис. 4.1) показывают, что интен-
сивность охлаждения топлива д1т/дт в мягких баках (кривая 4)
в полетах продолжительностью т не более 3 ч значительно мень-
ше, чем в баках-кессонах (кривая /), при прочих одинаковых ус-
ловиях. Поэтому наиболее низкие температуры топлива, зарегист-
рированные в летных испытаниях самолетов с мягкими баками,
достигают всего минус 27—30°С, тогда как в длительном полете
самолетов с баками-кессонами температура топлива может дости-
гать минус 47—55°С. Это объясняется неодинаковыми условиями
теплопередачи в крыльевых мягких баках и баках-кессонах. Меж-
ду стенками мягкого резинового бака 1 и панелями крыла 2
(рис. 4.2, а), омываемыми набегающим потоком холодного возду-
ха, имеется слой теплоизолирующего пенопластового наполнителя
3, в связи с чем теплообмен между топливом и набегающим пото-
ком воздуха затруднен. В баках-кессонах (рис. 4.2,6) масса топ-
лива отделяется от воздушного потока металлической панелью 4
толщиной 2—7 мм, покрытой изнутри тонким слоем резинового
герметика 5 и имеющей хорошую теплопроводность.
Рис. 4.1

Интенсивность охлаждения топлива зависит от перепада тем-
ператур топлива и потока. Поэтому в начале полета понижение
температуры топлива в баках-кессонах достаточно велико и со-
ставляет 15—30°С в час, а с уменьшением разности температур
охлаждение топлива замедляется. По этой же причине интенсив-
ность охлаждения топлива в баках-кессонах, особенно в первый
пас полета, зависит от температуры заправляемого топлива. Так,
при температуре заправляемого топлива 10°С (см. рис. 4.1, 4) ин-
тенсивность охлаждения превышает 25°С в час, при отрицательных
температурах заправляемого топлива минус 8°С и минус 22°С
(кривые 3, 1) интенсивность охлаждения в первый час полета со-
ставляет соответственно 15 и 5°С в час.
4.3.	Топливо для газотурбинных двигателей	’

Для авиационных двигателей применяют жидкие углеводород-
ные топлива. Такие их свойства, как потеря текучести при силь-
ном охлаждении, растворимость воды, образование кристаллов
льда, наличие механических примесей в эксплуатационных услови-
ях, обусловливают необходимость эксплуатационных и конструк-
тивных мер по обеспечению надежности топливных систем ВС.

I	' е Г*/ :

4.3.1.	Спецификация топлив



Топливом для ГТД являются авиационные керосины Т-1, ТС-1'
(ГОСТ 10227—76), РТ (ГОСТ 16564—71).	I

это прямогонная лигроино-керосиновая фрак-1

Топливо Т-1 — это прямогонная лигроино-керосиновая фрак-
ция, получаемая из малосернистой нефти. От других сортов авиа-
ционного керосина Т-1 отличается высокими противоизносными
свойствами, но имеет низкую термоокислительную стабильность.'

Топливо ТС-1 также является прямогонной лигроино-керосино-
вой фракцией, но полученной из сернистой нефти. В этом топливе

270


присутствует много смолистых веществ, поэтому оно обладает бо-
лее высокой по сравнению с Т-1 термоокислительной стабильно-
стью, но худшими противоизносными свойствами.

Топливо РТ получают с помощью гидроочистки прямогонных
фракций нефти с высоким содержанием меркаптановой серы. Оно
обладает более высокой, чем топлива Т-1 и ТС-1, термоокисли-
тельной стабильностью и поэтому может применяться на сверхзву-
ковых самолетах со скоростями полета, соответствующими М=^1,5.
Для улучшения противоизносных свойств в топливо РТ вводится
противоизносная присадка. Это топливо имеет более высокую тем-
пературу кристаллизации, в связи с чем ограничено его примене-
ние в очень холодных районах. Основные характеристики товар-
ных топлив (плотность рт, кинематическая вязкость и упру-
гость насыщенного пара р5) приведены в табл. 4.4.

Таблица 4.4

Топливо Т-1,	Топливо ТС-1

с температурой кристал- с температурой кристал-
лизации — 60°С	лизации — 55°С

Топливо РТ
с температурой кристал-
лизации — 55°С

Рт, '•'т,	рт,

кг/м3 10~2 м2/с 10-3МПа кг/м3

10~2 м2/с

Р$> Рт>

10~3 МПа кг/м3 10~2 м2/с

10~3 МПа

Для сверхзвуковых ВС промышленность выпускает гидриро-
ванное топливо Т-6 (ГОСТ 12308—80), гидроочищенное топливо
Т-8 (ТУ38-1-257-6), характеризующиеся повышенной термоокисли-
тельной стабильностью и пожаровзрывоопасностью. Указанные
сорта отечественных топлив для дозвуковых ВС могут заменять-
ся зарубежными топливами (табл. 4.5).

Топлива с температурой кристаллизации выше минус 60°С
ймеют ограничения в применении, предусмотренные РЛЭ ВС. Так,
Для предотвращения кристаллизации топлива 5е1-А в баках ВС
в полете на самолетах, не оборудованных системой измерения
Таблица 4.5

Страна

Сорт топлив

Спецификация

$

Температура кри-
сталлизации, °С

I

США

МШ-Е-5616С
МШ-Т5624С
А8ТМ-В1655-69

ЗР — 1

ЛР —5
ЛеЬА

Англия	АуШг ЛеМВ	ВЕРП-2494  ОЕКВ-2482	—60  —49
Франция	АуШг-50	А 1г-3405	—60
Чехословакия	РЬ-4	СИ656018  5	—60

температуры топлива в баках, рекомендуется ограничить продол*
жительность полета в зависимости от температуры заправляемого
топлива без ограничения по температуре окружающего воздуха.
При температуре заправляемого топлива, равной 0, продолжитель-
ность полета должна составлять не более 2 ч 30 мин, при темпе-
ратуре минус 10°С — до 2 ч и при температуре минус 25°С — до
1 ч 30 мин.

Заправка топливом Ле1-А самолетов без системы контроля 1Т
не разрешается при температуре топлива ниже минус 25°С. На
самолетах с системой контроля /т разрешается выполнять полеты
без ограничений продолжительности при температурах топлива до
минус 25°С. При этом маршрут и высота полета должны обеспе-
чивать исключение зоны полета с температурой наружного возду-
ха ниже минус 55°С. В полете, осуществляемом на топливе Ле1-А,
следует принимать меры к сохранению температуры топлива в ба-
ках не ниже минус 35°С путем уменьшения высоты полета, изме-
нения маршрута или увеличения числа М полета. При наличии
в баках топлива Ле1-А или его смеси с другими сортами топлива
полет с температурой топлива в баках ниже минус 35°С запре-

щается.

Наиболее важными показателями, которые прямо или кос-
венно характеризуют низкотемпературные свойства топлив, яв-
ляются фракционный состав, кинематическая вязкость, температур
ра кристаллизации, содержание парафиновых углеводородов-
Склонность топлива к кристаллизаций в большой мере зависим
от содержания парафинов. Поэтому при получении топлив, отве-
чающих требованию государственных стандартов по температура
272

О;
кристаллизации из нефтей парафинового основания, конец их ки-
пения должен быть ограничен температурами 220—230°С.

Для увеличения выхода авиационного керосина из нефтей не-
обходимо включить в его состав фракции с температурами выки-
пания 250—300°С. Однако при этом, как это видно из рис. 4.3, а,
повышается температура кристаллизации конечного продукта. На-
личие большего количества высококипящих фракций в топливах

Рис.

с повышенной температурой кристаллизации оказывает заметное
влияние на вязкость топлива. Как видно из рис. 4.3, б, вязкость
топлива типа РТ (кривая /) с температурой кристаллизации ми-
нус 40°С при глубоком охлаждении значительно превышает вяз-
кость топлива типа ТС-1 (кривая 2) с температурой кристаллиза-
ции минус 50°С.

При охлаждении топлива при температуре начала кристаллиза-
ции наблюдается резкое увеличение вязкости, и топливо, находя-
щееся в статическом состоянии, быстро теряет текучесть. Однако
поддержать его текучесть без подогрева можно перемешиванием
застывающего топлива- Такое явление называется тиксотропией.
Если топливо в процессе его охлаждения непрерывно перемеши-
вать, то его текучесть сохраняется до температур на 10—20°С ни-
же застывания в статическом состоянии.

Температура начала кристаллизации — это температура, при
Которой в охлаждаемом топливе начинают обнаруживаться нево-
°Руженным глазом кристаллы углеводородов. Метод ее определе-
ния нормируется ГОСТ 5066—56, однако он слишком приближен-
ный. Расхождение параллельных определений температуры начала
кристаллизации различными операторами может достигать 5—7°С.
Перспективные методы объективного высокоточного определения
температуры начала кристаллизации авиационных топлив основа-
ны на изменении электропроводности топлива во время спонтан-
ной кристаллизации, или на выделении теплоты фазового перехо-
да углеводородов при их кристаллизации.

4.3.2.	Обводненность топлива и ее последствия

Углеводородные топлива, в том числе авиационные керосины,
обладают обратимой гигроскопичностью. При соприкосновении
топлива с влажным воздухом или свободной водой при определен-
ных условиях происходит растворение воды в топливе. Раствори-
мость воды в углеводородах и их смесях, какими являются авиа-
ционные керосины, подчиняется следующей закономерности:



Ср.в=ВНеряФ

(4.3)

/+ С

где Ср.в — равновесное содержание растворенной в топливе воды;
В, Ь, } —- константы для данной углеводородной смеси, определяе-
мые экспериментально; Не — коэффициент пропорциональности
растворимости давлению воздуха, из которого происходит насы-
щение топлива влагой (коэффициент Генри); рн—давление со-
прикасающейся с топливом воздушной среды; Фв —относительная
влажность воздуха; — температура топлива.	3

Развернутое выражение (4.3) равновесной растворимости воды
в топливе можно представить в виде

где Сн.с — концентрация насыщения топлива водой, т. е. макси-
мальная растворимость воды в топливе, которая зависит от его
углеводородного состава и от температуры:

ыг

Сас=ВНее

Приведенные зависимости показывают, что в топливе может
находиться в растворенном состоянии тем больше воды, чем выше
давление и влажность соприкасающегося с топливом воздуха. На
рис. 4.4 показаны линейные изменения равновесного содержания,
воды Ср.в в топливе ТС-1 с подъемом на высоту, вызванные паде-
нием давления р^при фиксированных значениях температуры топ-
лива. На графике линии 1, 2, 3, 4 соответствуют температура^
топлива 25, 20, 10, 0°С. Такой же линейный характер имеет!.
зависимость равновесной раст-
воримости воды в топливе от
влажности соприкасающегося
с топливом воздуха при неиз-
менной температуре.

Максимальная раствори-
мость воды в топливе, т. е.
концентрация водяного пара в
топливе при 100%-й влажнос-
ти и нормальном атмосферном
давлении, зависит от углеводо-
родного состава и изменяется
при охлаждении или нагреве
топлива. На рис. 4.5 показаны
пределы максимальной раст-
воримости воды в топливах
Т-1 (ограничены кривыми 3,
4) и ТС-1 (ограничены кривы-
ми 1, 2), полученные экспери-
ментально. Зависимость кон-
центрации насыщения топли-
ва водой от температуры име-
ет экспоненциальный харак-
тер. Максимальная раствори-
мость воды в различных об-
разцах одного и того же сор-
та топлива может отличаться
на15-10'-25-104 %, что объ-
ясняется неодинаковым угле-
водородным составом различ-
ных партий топлива, поступа-
ющих на склады горюче-сма-
зочных материалов аэропортов.
Насыщение топлива раство-
ренной водой происходит при
его изготовлении, транспорти-

ровке и хранении.

При транспортировке и хранении топлива в результате его ох-
лаждения (особенно в осенне-зимнее время) фактическое содержа-
ние воды в топливе С$ (на рис. 4.6 показано дискретными точка-
ми) может существенно превышать значение максимальной раст-
воримости Сн.с. Превышение этих точек над пределами раст-
воримости, ограниченными кривыми 1, 2, образует избыточную
Рис. 4.6

воду, которая частично выде-
ляется в самом топливе в ви-

де микрокапель эмульсион-

ной воды. В связи с этим в
осенне-зимний период в топли-

ве, поступающем на заправку
ВС, как правило, содержится
эмульсионная вода.

Превышение фактической
обводненности топлива Сф над
максимальной растворимостью
Сн,с на 20-10~40/о является ха-
рактерным для состояния топ-
лива в осенне-зимний период.
Такое количество избыточной

воды может представлять ре-

альную опасность для рабо-
тоспособности топливной системы ВС. Так, например, в ти-
повом полете самолетов Ту-154Б2 и Ил-86 расходуется соответ-
ственно 20—37,5 т топлива (см. табл. 4.1). При этом, если заправ-
ленное в баки топливо содержало 20-10~4% избыточной воды, то

общий объем эмульсионной воды и кристаллов льда в баках пос-

ле их заправки составит 400—740 см3. Учитывая, что площадь

фильтроэлемента топливных фильтров примерно равна 2800 см2,

можно ожидать при отрицательных температурах образования на
фильтрах ледяного слоя толщиной 0,5—0,6 мм. Этого количества
отложений достаточно для многократной закупорки фильтров и
срабатывания сигнализации ТОПЛИВНЫЙ ФИЛЬТР ЗАСОРЕН,
сопровождающейся открытием перепускного клапана фильтра, что
является предпосылкой к отказу топливной автоматики двигателя.

В эксплуатационной практике нередкими являются случаи от-
браковки топлива ввиду его помутнения, вызванного эмульгиро-
ванием в нем воды. Помутнение топлива в наземных топливных
резервуарах, транспортных цистернах и топливозаправщиках мо-
жет произойти в тех случаях, когда топливо длительное время
при положительных температурах соприкасается с теплым влаж-
ным воздухом и насыщается достаточно большим количеством ра-
створенной воды, после чего топливо подвергается охлаждению»
например, в результате резкого похолодания или при транспорти-
ровке в более холодный регион. Технологией изготовления топлив
из сернистых нефтей, составляющих значительную часть поставок
авиационного топлива, предусматривается технологический про'
цесс гидроочистки, в котором топливо при положительных темпе*
ратурах соприкасается с водой и при этом имеются благоприят-
ные условия максимального насыщения топлива влагой.

Охлаждение такого топлива в закрытых заполненных емкостях

приводит к пересыщению раствора воды в топливе, в результате
чего избыточная вода конденсируется, образуя тонкодисперсную
водно-топливную эмульсию, что сопровождается помутнением топ-
лива. При этом характерный размер конденсирующихся в топливе
микрокапель как это видно из экспериментальных данных
(рис. 4.7, 2), не превышает 3—5 мкм. Такие эмульсии отличаются

чрезвычайной устойчивостью и
не разрушаются при отстаива-
нии помутневшего топлива в
течение многих суток. Влияние
интенсивности охлаждения
топлива д/т/дт на дисперс-
ность образующейся в нем
эмульсионной воды (чем боль-
ше скорость понижения темпе-
ратуры, тем меньше размер
капель) объясняется тем, что
с увеличением скорости ох-
лаждения топлива уменьшает-
ся время, необходимое для пе-

рехода одного и того же коли-	р.^ 4 7

чества воды из растворенного,

мономолекулярного, состояния в дисперсную фазу, т. е. вре-
мя конденсационного роста капель. Уменьшение продолжительно-
сти фазового превращения избыточной воды компенсируется уве-

личением количества центров конденсации, т. е. увеличением ко-

личества капель и уменьшением их размеров.

Осветление топлива в таких случаях достигается путем обеспе-
чения эффективного контакта помутневшего топлива с окружаю-
щим воздухом. Эффективное обезвоживание топлива достигается
перемешиванием топлива с одновременной вентиляцией надтоплив-
ного пространства емкости или барботажной продувкой топливной
емкости. При этом необходимо, чтобы продувочный воздух при
температуре топлива, которой он достигает при продувке, имел
относительную влажность не более 80—85%. Легче достигается
эффективное обезвоживание топлива при продувке его более хо-
лодным воздухом, что не всегда можно реализовать без дополни-
тельных энергозатрат.	,,	: г

Причиной эмульгирования воды в топливе может быть также
конденсация водяных паров из надтопливного пространства топ-
ливной емкости или из окружающего воздуха на поверхности ох-
лажденного топлива. При этом, как показали экспериментальные
исследования этого процесса (рис. 4.7, /), образуется эмульсион-
ная вода с характерными размерами капель 6—8 мкм и более в
зависимости от степени пересыщения водяного пара <рв.п в сопри-
касающемся с топливом воздухе, которая определяется соотно-
шением

где рв.п(4) — упругость водяного пара в воздухе при температуре
воздушной среды; рн.в.п (4)—упругость насыщенного водяного
пара при температуре топлива.

Очевидно, чем больше <рв.п, тем интенсивнее процесс
конденсации влаги на поверхности топлива и тем больше
размеры образующихся капель эмульсионной воды, распростране-
ние которых в объеме топлива происходит в результате седимен-
тации или перемешивания.

Показанные на рис. 4.8

данные характеризуют интен-
сивность увеличения концент-
рации эмульсионной воды Сэк
при благоприятных условиях
соприкосновения охлажденно-
го топлива (/Т = 3°С) с влаж-
ным теплым воздухом (%=-
= 20°С), с относительной влаж-
ностью 97% (кривая 1),
75% (кривая 2) и 50%
(кривая 3) при сливе
отстоя перед дозаправкой
баков на промежуточной по-
садке. Эти данные показыва-

ют, что даже при умеренном
перепаде температур окружаю-

мальной

щего воздуха и топлива и нор





влажности воздуха происходит интенсивное насыщение



сливаемого топлива эмульсионной водой, сопровождающееся его

помутнением. Этому способствует в большой мере наличие в топ-

Л"

ливе поверхностно-активных веществ, например, противоизносных
присадок. Регламентами на контроль чистоты топлива в баках ВС



предусматривается слив топлива из баков при обнаружении в сли-
ваемой контрольной пробе свободной или эмульсионной воды. По

-и


указанной причине ошибочные отбраковки остатков топлива в ба-
ках самолета приводят к неоправданному увеличению трудоемко-
сти технического обслуживания.

Эмульсионная вода в топливе образуется при дозаправке не-
выработанных баков с остатком охлажденного в полете топлива
насыщенным растворенной водой теплым топливом. При этом ин-
тенсивное перемешивание заправляемого топлива с холодным ос-
татком в баках приводит к возникновению избыточной воды, ко-
торая выделяется в виде эмульсионных капель во всем объеме
топлива и частично конденсируется на охлажденных верхних па-
нелях кессона. В таких случаях при определенных условиях так-
же возможно помутнение топлива, которое визуально обнаружи-
вается при наличии в топливе не менее 30-10~4% эмульсионной
воды.

Количественный анализ этого процесса можно провести, ис-
пользуя номограмму, показанную на рис. 4.9, позволяющую рас-
четным путем определять вероятную концентрацию эмульсионной
воды Сэм в топливных баках после их дозаправки. Для этого по
ординатам отложены шкалы температуры заправляемого топлива
(/з.п — слева )и остатка топлива (/ос—справа), а по абсцис-

се — шкала относительных объемов заправляемого топлива 1^3.п

или остатка 1^ос топлива в их смеси. По ординатам отложены
также шкалы значений обводненности заправляемого топлива
(С3.п—слева) и остатки топлива (Со?—справа). На этом гра-
фике нанесены кривые максимальной (среднестатистической) ра-'
створимости Сыс по температуре /т топлив, применяемых в экс-
плуатации (кривая 4 для ТС-1, кривая 5 для Т-1).

Располагая данными о количестве, температуре и обводненно-

сти заправляемого топлива

и его остатка

в баке, например,

по

номограмме легко определить температуру /

СМ

и обвод-

ценность Ссм смеси топлива после дозаправки баков. Для этого,
на номограмму наносят линии температуры 1 и обводненности 2
смеси, соединив прямыми заданные ординаты ^З.п с /ос "

з.п



Сос. Точки пересечения вертикали, проведенной через заданную
абсциссу №ос, с этими линиями дают значения /см=8°, Ссм —
=57-10-4%. Определив таким образом температуру топлива в ба-
ке после дозаправки по кривой 4 или 5, в зависимости от сорта
топлива, определяют соответствующее этой температуре значение
максимальной растворимости воды Сн.с=46-10~4%. Разность меж-

дает вероятную концентрацию эмульсионной воды

н.с

ДУ Ссм	_

в топливе после дозаправки баков. В нашем примере С9М =
== 11*1О~4О/о. На номограмму нанесена кривая 3 предельной общей



концентрации воды с учетом допустимой концентрации эмульси-
онной воды Сэм = 30-10~4%, т. е.

н.с

9МД0П

Если точка Ссм

в координатах С (/ т) на номограмме находит-
ся ниже кривой , то это значит, что по обводненности такое

топливо пригодно к применению.

Обследование фактической обводненности топлива в баках са-
молетов в весенний и осенний период, результаты которого час-
тично приведены в табл. 4.6, показало, что в большинстве случа-
ев в баках после заправки содержится эмульсионная вода, несмот-
ря на ее отсутствие в заправляемом топливе.	<5

При определенных условиях после заправки возможно умень-
шение концентрации эмульсионной воды в баках. Это наблюдает-
ся в случаях, когда концентрация воды в заправляемом топливе
значительно ниже максимальной растворимости, вследствие чего
Таблица 4.6

Число обследованных проб топлива

Самолет

с отсутствием
эмульсионной
воды

сэм<зо.ю-4%

после
заправки

ДО
заправки

--------г—

после

после

ДО
заправки I заправки заправки заправки

17

в процессе заправки содержавшаяся в баках эмульсия частично
растворяется в топливе.

Подъем самолета на высоту сопровождается падением давле-
ния, понижением температуры и влажности воздуха. В топливных
баках ВС эти параметры изменяются иначе. Давление в топлив-
ном баке в полете всегда отличается от атмосферного ввиду на-
личия избыточного давления, создаваемого с целью обеспечения
требуемой высотности топливной системы. Общее давление в ба-
ке равно сумме атмосферного и избыточного давления (наддува):

рб=ря + &рб.
, ’ 1 '

Избыточное давление зависит от скоростного напора и состав-
ляет его какую-то часть в зависимости от конструкции системы
дренажа баков ВС:

V2

где кд — коэффициент, учитывающий степень использования ско-

ростного напора; к\ — коэффициент потерь напора в магистралях

дренажа.

Интенсивность выделения растворенной воды из топлива при
наборе высоты (без учета охлаждения) можно выразить соотно-
шением:

б/Ср,з б(Ср,в с!р с1Н1
(крн с1Н

или

(4.4)

где Уу — вертикальная скорость.


Решение дифференциального уравнения (4.4) с использовани
ем зависимостей (4.1) и (4.3) дает соотношение



Р.Б = ВН&е

(4.5)

Из уравнения (4.5) видно, что растворенная в топливе вода
в баках самолета находится в неустойчивом состоянии, так как

равновесная концентрация Ср.в

Поскольку С

в полете непрерывно меняется

Р.в — это такое значение концентрации растворенной

воды в топливе, к которому направлено изменение фактической

обводненности С

то изменения Ср.в в том или другом направле-

нии вызывает либо образование избытка фактической обводнен-
ности над равновесной, либо дополнительное растворение в топ-
ливе влаги из воздуха или из; отстоя.

При анализе кинетики влаги в топливе пользуются таким по-



казателем, как степень пересыщения топлива водой:

.'й

100%.

На рис. 4.10 показаны кривые 3, 4, 5 изменения

концентрации С

равновесной

Р.в и кривые 1, 2 степени пересыщения фп.т воды

в топливе по высоте, рассчитанные по формуле (4.5). Кривая 3
построена при неизменной температуре топлива, равной 30°С,

кривая 4

4

О

10°С. Кривые Л 2 отвечают темпе-

1



°С, кривая 5

«К





к

(К







' 11/1.

’м






ратуре топлива, соответственно равной 30 и 0°С. Из этого графика
видно, что чем выше температура заправленного в баки топлива
/З.п, тем больше градиент равновесной концентрации по высоте и
тем интенсивнее процессы фазового превращения воды в топлив-
ных баках.

В полете достигается большой перепад температуры между
верхними, не залитыми топливом панелями баков-кессонов и по-
верхностью топлива. Это способствует интенсивному переходу во-
ды из топлива в надтопливное пространство и образованию кон-
денсата и инея, особенно в большом количестве в неполностью
заправленных баках. В результате этого происходит интенсивное
обезвоживание топлива, но влага остается в баках. Так, напри-
мер, за 6 ч беспосадочного полета самолета Ил-62М содержание
воды в топливе баков последней очереди выработки снизилось
от 80-10~4 до 20-10~4%. Однако после посадки и многочасовой
стоянки при температуре окружающего воздуха 8—15°С содержа-
ние воды в объеме топлива опять увеличилось до 55-10“4%. Это
произошло вследствие растворения в топливе образовавшегося в
полете конденсата.

Значительная часть влаги, поступающей в баки с топливом в
виде растворенной воды или в виде эмульсионной воды и образу-
ющей иней в баках, после отогрева выпадает в отстой, что приво-
дит к накоплению большого количества свободной воды в несли-
ваемых остатках топливных баков.

Та часть воды, которая в результате охлаждения и падения

давления выделяется в топливе
топливом к двигателям, при
отрицательных температурах
откладывается на поверхности
топливных фильтров, вызывая
их обмерзание. Эксперимен-
тально установлено, что чем
меньше концентрация воды в
топливе С г., тем при более низ-
ких температурах топлива воз-
можно обледенение топливных
фильтров тонкой очистки
.(рис. 4.11). Так, если при
Т ==—5°С обледенение топлив-
ах фильтров возможно при
содержании воды в топливе не
Менее 75-10-4%, то при/т =

—15°С для этого достаточно
общего содержания воды
=25-10-4%.

в виде микрокапель и подается с
Наличие в баках свободной воды, накапливающейся в отстое,
нередко приводит к закупорке предохранительных сеток подкачи-
вающих и перекачивающих насосов линзами льда, намерзающими
на дне бака и образующими шугу на входе топлива в насос, что
может вызвать смятие и разрушение входных защитных сеток
насосов.

4.4.	Требования к топливной системе

Наряду с общими требованиями к летной годности ВС, требо-
ваниями к их летным характеристикам, прочности и конструкции,
ЕНЛГС определены требования к функциональным системам ВС,
в том числе к топливной системе, направленные на обеспечение
безопасности полетов, выполнение которых обязательно для до-
пуска ВС к эксплуатации. В соответствии с этими требованиями1
топливная система ВС должна обеспечивать:	ч

—	надежное питание двигателей топливом на всех режима#
и высотах полета при температуре топлива в баках ВС перед по-
летом в пределах от минус 60 до 45°С при максимальной упруго-
сти паров топлива, на котором может эксплуатироваться ВС;

—	переход с одного сорта топлива на другой или применение
их смесей из числа принятых для эксплуатации ВС топлив без
дополнительной регулировки элементов системы;	

—	надежное питание двигателей топливом при выключенных
самолетных насосах подкачки (НП) на режимах работы двигате-
лей от полетного малого газа до. крейсерского на высотах полета
не менее 6000—8000 м с сохранением центровки самолета в допу-
стимых пределах;	1

Примечание. Для обеспечения возможности снижения самолета до высоты
надежного питания самотеком без остановки двигателей должно предусматри-
 ваться автоматическое подключение необходимого числа НП к резервному ис-
точнику электроэнергии.	II

—	надежное питание двигателей топливом в полете при мак-
симальных эксплуатационных перегрузках, а также при нулевых
и отрицательных перегрузках в течение не менее 5 с, в том числе
при непрерывной отрицательной перегрузке величиной не менее
минус 0,5;	I

—	автоматическую выработку топлива в заданной последова-
тельности при всех возможных эксплуатационных вариантах за-
правки баков топливом на всех режимах полета самолета;

—	возможность отдельного включения и выключения всех под-
качивающих и перекачивающих насосов для обеспечения ручного
управления выработкой топлива в необходимой последовательное-
284	I
ти в случае неисправности автоматики и возможных отказов дви-
гателей;

—	создание необходимого давления и расхода топлива для
запуска двигателей в полете в эксплуатационных условиях;

—	возможность контроля неисправности системы на земле пе-
ред полетом и в полете.

Ряд требований ЕНЛГС направлен на обеспечение резервиро-
вания отказобезопасности и защищенности топливной системы ВС
от воздействия факторов, которые могут вызвать нарушение ее
работы.

Резервный запас топлива на ВС (количество топлива в баках,
при котором экипажу ВС автоматически выдается инофрмация
об остатке топлива в баках или ограниченном времени полета)
должен обеспечивать надежную работу двигателей в течение не
менее 45 мин на крейсерском режиме на рейсовых высотах полета..
Для ВС МВЛ резервный запас топлива должен составлять не ме-
нее 15% от максимального.

Отказ или неисправность в системе подачи топлива в один из-
двигателей, в том числе в ВСУ, не должны приводить к наруше-
нию подачи топлива в другие двигатели и экстренному вмеша-
тельству экипажа для обеспечения надежной работы других дви-
гателей.

Вода, растворенная в топливе и выделившаяся из него в баках
и элементах топливной системы, не должна вызывать нарушения
работы системы.

В системе и ее агрегатах при заполнении топливом, кратковре-
менных отливах его от насосов и при опорожнении баков не долж-
ны образовываться воздушные пробки, способные вызвать нару-
шение работы двигателей. При наличии в системе постоянно дей-
ствующего перепуска топлива для удаления воздуха слив топли-
ва по линии перепуска должен производиться в расходный бак, а
при наличии нескольких расходных баков — таким образом, что-
бы не вызывалось заметное увеличение невырабатываемых остат-
ков или переполнение топливных баков.

Конструктивные элементы баков, топливных агрегатов и арма-
туры не должны подвергаться коррозии и разрушению от воздей-
ствия применяемых топлив и образующихся в топливных баках,
комплексов, вызванных наличием воды в отстое.

Для обеспечения безопасности полетов большое значение име-
ют требования предотвращения повреждений конструкции и по-
жара на ВС.

При наличии системы перекачивания топлива из одного бака
в другой должна быть исключена возможность повреждения ба-
жов из-за их переполнения под давлением. При заправке топлив-
ных баков под давлением должно обеспечиваться надежное дуб-
лированное автоматическое ограничение максимального уровня
заправки баков и предохранение баков и трубопроводов от повы-
шения давления выше допустимого. ВС, у которых допустимый
посадочный вес установлен по рекомендациям ЕНЛГС (Спос ==
= 1,1 Слое Свзл ^пос^=1>5)> т- е- полетный вес может превышать
предельный посадочный, должны оборудоваться системой аварий-
ного слива, обеспечивающей для ликвидации избыточного веса
в течение не более 7 мин слив топлива в полете до 10 000 л, в те-
чение не более 12 мин — до 20 000 л, в течение не более 15 мин —
до 30 000 л. При сливе более 30 000 л скорость слива должна быть
не менее 2000 л/мин. Конструктивное выполнение системы аварий-
ного слива должно обеспечивать возможность прекращения сли-
ва в любой момент, исключать слив топлива из расходных баков
ниже уровня резервного остатка, пожароопасность и попадание
сливаемого топлива в кабину и другие отсеки ВС.

Система дренажа топливных баков должна обеспечивать под-
держание в них давления, необходимого для нормальной работы
топливной системы и допустимого по условиям прочности при всех
режимах полета,( в том числе при аварийном сливе и при экстрен-
ном снижении. Прокладка трубопроводов и вывод дренажа долж-
ны исключать выброс топлива через дренаж, засорение, обмер-
зание и закупорку системы сообщения топливных баков ВС с ат-
мосферой.

Наружные выводы аварийного слива топлива и дренажа топ-
ливных баков и других элементов системы, из которых возможна
утечка топлива в количествах, способных вызвать пожар и нару-
шение нормальной работы двигателей, должны размещаться та-
ким образом, чтобы исключалось попадание топлива на поверх-
ность самолета и воздухозаборники двигателей.

В ЕНЛГС содержатся также конкретные требования эксплу-
атационной надежности и технологичности топливной системы.

Так, в топливных системах с последовательной подачей топли-
ва в двигатели из нескольких групп бакрв в момент окончания
выработки одного бака и перехода на питание из следующего
бака давление на входе в подкачивающий насос двигателя не дол-
жно падать ниже минимально допустимого. Протекание топлива
должно обеспечиваться через отказавший НП без увеличения гид-
равлического сопротивления, приводящего к понижению давления
в магистрали питания ниже минимально допустимого давления на
входе в насос двигателя. В противном случае должна предусмат-
риваться обводная линия забора топлива.
Входы в топливные насосы и заборники в баках должны обо-
рудоваться защитной сеткой с размером ячейки не более 2,5 мм
для предотвращения попадания в трубопроводы посторонних пред-
метов. При этом поверхность сетки должна превышать площадь
сечения трубопровода не менее, чем в пять раз. Если сетка под-
вержена обмерзанию, то должны предусматриваться средства,
обеспечивающие бесперебойную подачу топлива к двигателям.

В магистрали подачи топлива в каждый двигатель между ба-
ками и противопожарной перегородкой двигательного отсека дол-
жен быть установлен перекрывной противопожарный кран, управ-
ляемый в полете из кабины экипажа с индикацией его положения.
При выборе места установки этого крана следует исходить из то-
го, что длина магистрали питания от крана до двигателя должна
быть возможно меньшей и что кран и топливопровод до крана
должны быть защищены от разрушения при аварийной посадке.

Трубопроводы топливной системы не должны иметь петель и
«уток», где могут скапливаться воздух и отстой воды в количест-
ве, которое вызывало бы нарушение нормальной работы системы
подкачки или перекачки. Во избежание повреждений трубопрово-
ды должны иметь гарантированные зазоры с каркасом, оборудо-
ванием и подвижными деталями управления. При наличии зам-
кнутых участков топливных магистралей они должны оборудо-
ваться терморазгрузочными клапанами. Топливные трубопрово-
ды, проходящие через отсеки, в которых размещаются пассажи-
ры, экипаж, грузы, должны быть защищены от случайных повреж-
дений и по возможности не должны иметь на указанных участках
разъемов.

Перед каждым насосом двигателя должен быть предусмотрен
топливный фильтр тонкой очистки, перед насосом двигателя не-
центробежного типа должен устанавливаться дополнительный
фильтр грубой очистки (100 мкм). Осмотр и замена фильтров
должны быть удобными и не должны требовать слива топлива из
баков. В фильтрах должен быть установлен перепускной клапан,
сохраняющий расход топлива в случаях обмерзания или засоре-
ния фильтроэлемента. Топливные фильтры тонкой очистки долж-
ны оборудоваться сигнализаторами максимально допустимого пе-
репада давления. Площадь фильтроэлемента должна быть доста-
точной для сохранения работоспособности фильтров в течение
максимальных сроков наработки до очистки при работе^на топли-
ве, очищенном в соответствии с действующей системой очистки.

Каждый топливный бак при полной его заправке должен
Иметь свободный объем не менее 2% общей емкости для расшире-
ния топлива при нагреве. В топливной системе должен обеспечи-
ваться слив отстоя из нижних точек баков или отстойников, при
ЭТОМ ЧИСЛО СЛИВНЫХ Кранов ДОЛЖНО быть ПО ВОЗМОЖНОСТИ МИНИ'
мальным, а их конструкция должна обеспечивать надежную фик-
сацию в закрытом положении. Невырабатываемый остаток топли-
ва в баках при нормальной работе НП и насосов перекачки не
должен превышать 1% общего объема баков.	Я

Баки-кессоны должны иметь люки для доступа с целью мон-
тажа и демонтажа, осмотра и ремонта элементов топливной систе-
мы. Образцы баков с полностью смонтированными в них топлив-
ными агрегатами и арматурой должны проверяться давлением,
равным 125% максимального давления наддува баков плюс до-
полнительное давление, возникающее при максимальной эксплуа-
тационной перегрузке при полной заправке баков, но не менее
0,025 МПа.	1|

Самолеты с общей емкостью баков более 5000 л должны иметь
систему централизованной заправки (ЦЗ) топливом, рассчитан-
ную на производительность заправки 1500 л/мин через каждую
заправочную горловину при давлении заправляемого топлива
0,45 МПа. Система ЦЗ должна обеспечивать одновременное и раз-
дельное заполнение топливом всех групп баков. Порядок заправ-
ки баков следует назначать таким, при котором сохраняется в
допустимых пределах центровка самолета. Конструкция и компо-
новка ЦЗ должна обеспечивать простое и удобное управление за-
правкой одним человеком, а также надежный контроль заправля-
емого количества топлива с места заправки в дневных и ночных
условиях. На самолетах с общей емкостью баков до 5000 л допу-
скается заправка топливом сверху — через заливные горловины с
производительностью заправщика по 500 л/мин на заправочный
пистолет.

Заправочные горловины ЦЗ и заливные горловины баков долж-
ны обеспечивать применение заправочных штуцеров и пистолетов
международных стандартов.	.Я

Полный слив топлива должен обеспечиваться через легкодос-
тупные и удобные в эксплуатации сливные краны с использовани-
ем для ускорения слива НП и подкачивающих и перекачивающих
насосов.	И

На самолете должен обеспечиваться надежный, удобный и не-
прерывный контроль за очередностью выработки, количеством топ-
лива в баках при автоматическом и ручном управлении выработ-
кой топлива. Установленная на самолете система измерения коли-
чества топлива должна обеспечивать контроль резервного запаса
с погрешностью, не превышающей ±2% от установленной величи-
ны резервного запаса, контроль остального количества топлива —
с погрешностью, не превышающей ±4% от номинальных значений
шкал индикаторов. Работу подкачивающих и перекачивающих
насосов следует контролировать сигнализаторами давления
топлива.

4.5.	Принципы построения топливных систем

При разработке схемы топливной системы прежде всего руко-
водствуются требованиями ЕНЛГС, направленными на обеспече-
ние надежной бесперебойной подачи топлива к двигателям в
ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе на всех эксплуа-
тационных высотах полета, при всевозможных маневрах и дейст-
вии эксплуатационных перегрузок, в условиях больших темпера-
турных изменений с учетом вероятных отказов или повреждений
элементов топливной системы и т. д. Достижение высокой эксплу-
атационной надежности топливной системы ВС затрудняется в
связи с необходимостью размещения большого количества топли-
ва в ограниченных объемах, невыхода за пределы диапазона экс-
плуатационных центровок, обеспечения противопожарной безо-
пасности, минимизации невырабатываемых остатков.

Практически единственным местом размещения основной мас-
сы топлива на самолетах является кессон крыла. В отдельных
случаях, например, на самолете Ту-144, Ту-204 топливный бак раз-
мещен в корневой части киля. Заполнение и выработка этого
бака в полете вызывают значительное изменение центровки и ис-
пользуются для продольной балансировки самолета.

Внутренние полосы кессона крыла вмещают такое количество
топлива, которое обеспечивает беспосадочный полет на расстоя-
ния, значительно превышающие экономическую дальность полета
самолетов. Так, при полной заправке баков самолета Ил-96 воз-
можен беспосадочный полет на расстояние 11 000 км, самолета
«Боинг-767» более 9000 км, самолеты Ту-154, Ту-204 с полной за-
правкой пролетают расстояние более 4700 км. Для размещения
топлива кессон крыла герметизируется и разделяется герметичны-
ми нервюрами на отдельные отсеки, образующие группы топлив-
ных баков, вырабатываемые в определенной последовательности
согласно выбранной принципиальной схеме топливной систе-
мы ВС.

Используемый объем крыльевого бака-кессона с достаточной
Для практических целей точностью определяется по формуле
где /г/„ -0,44...0,47 — отношение площади сечения бака-кессона к
общей площади сечения профиля крыла; &/=0,98 — коэффициент,
учитывающий температурное расширение топлива; с—относи-
тельная толщина профиля крыла; /к—длина бака-кессона, т. е.
расстояние между торцевыми (герметичными) нервюрами; Ь
Ьгъ — хорды крыла в сечениях, соответствующих торцевым нер-
вюрам бака-кессона, размер которых можно определить, задав-
шись координатой сечения от оси самолета х=2х[1:

где I, X, ц—соответственно размах, удлинение и сужение крыла.

Работоспособность топливной системы прежде всего определя-
ется способом и степенью резервирования выработки топлива из
баков, которая может осуществляться самотеком, вытеснением
или с помощью подкачивающих или перекачивающих насосов.

Выработка топлива из баков самотеком применяется на ВС со
сравнительно маломощными поршневыми двигателями, где потреб-
ное давление топлива на входе в насос двигателя невелико. На
современных ВС с ГТД повышенной мощности с большим расхо-
дом топлива выработка самотеком используется как резервный
способ в случае отказа всех подкачивающих насосов. Однако при
этом уменьшается высота полета, до которой обеспечивается бес-
перебойная подача топлива к двигателям. Самотек используется
также для перелива топлива из высокорасположенных баков в
низкорасположенные.

Выработка топлива вытеснением из баков осуществляется пу-
тем регулируемого наддува баков нейтральным газом или возду-
хом. Надтопливное пространство баков изолируется от окружаю-
щего воздуха, и в баках создается избыточное давление, доста-
точное для обеспечения необходимой подачи топлива в двигатели
на всех высотах полета ВС. Достоинством такого способа выра-
ботки топлива является отсутствие подкачивающих насосов, что
дает возможность существенно сократить число потребителей
электроэнергии на борту ВС, а также отсутствие системы дренажа
и относительная простота топливной системы. Однако такой спо-
соб выработки топливных баков не получил широкого применения
в самолетостроении. Выработка топлива вытеснением связана с
созданием в баках значительного избыточного давления, необхо-
димого для преодоления сопротивления магистрали питания и со-
здания определенного давления топлива на входе в двигатели.
Наличие избыточного давления в топливных баках существенно
290
отяжеляет конструкцию. Это в меньшей мере касается топливных
баков цилиндрической формы как наиболее рациональной для
конструкций, работающих под избыточным давлением, для кото-
рых толщина стенки определяется выражением

$	__ ^б^РбтахУ7

"" 2^ов

где — диаметр цилиндрического бака; Арбтах—максимальное
эксплуатационное избыточное давление в баке; ( = 2,5— коэффи-
циент безопасности; ка= 0,85—0,9—коэффициент ослабления
конструкции; ов— предел прочности материала бака.

Такую форму имеют топливные баки внешней подвески, при-
меняемые на вертолетах, самолетах-истребителях и других ВС.

Выработка топлива вытеснением из крыльевых баков-кессо-
нов, являющихся преобладающей конструкцией топливных емкос-
тей на современных ВС, практически неприемлема. Наличие боль-
шого избыточного давления внутри герметизированных кессонов
значительно утяжеляет конструкцию крыла. Значение избыточно-
го давления, необходимого для вытеснения топлива из баков и
подачи его в двигатели, определяется соотношением

б ~ /?вхн.д~Ь △/^маг Рн •>

гдерВХнд — потребное давление на входе в насос двигателя;
АРмаг — потери напора в магистрали.

При больших расходах топлива двигателями потери напора
в магистрали достаточно велики, в связи с чем избыточное давле-
ние, необходимое для выработки баков-кессонов вытеснением, ста-
новится неприемлемым из соображений прочности. Циклическое
нагружение кессонов столь значительным избыточным давлением
может привести к усталостному разрушению силовых элементов
конструкции. Выработка топлива вытеснением не получила широ-
кого применения еще и потому, что такой способ не обеспечивает
эксплуатационную надежность системы питания двигателей при
нарушении герметичности баков в результате их повреждения.

В топливных системах современных ВС наддув баков применя-
ется для увеличения высотности топливных насосов. Избыточное
Давление при этом определяется лишь потребным напором на
входе в баковый подкачивающий насос, т. е. ДРб=*РвХн.д— Рн. что
значительно меньше наддува, необходимого для выработки вытес-
нением, и поэтому не оказывает существенного влияния на ресурс
ирыла.
Наиболее распространенным способом выработки топливных
баков ВС является перекачка и подкачка топлива посредством
электроприводных центробежных насосов (ЭЦН). Применение
насосных агрегатов обеспечивает высотность топливных систем,,
высокую степень резервирования питания двигателей топливом,
позволяет автоматизировать работу топливной системы, реализо-
вать выработку топливных баков по заданной программе, облег-
чает сигнализацию и контроль работы топливной системы. Одна-
ко эксплуатационная надежность топливной системы гарантиру-
ется лишь при условии надежного электропитания насосных аг-
регатов и других элементов топливной системы. Недостатками та-
кого способа подачи топлива являются большая масса топливных
агрегатов, повышенная пожарная опасность внутрибаковой уста-
новки ЭЦН, ограниченный ресурс насосных агрегатов, значитель-
ная потребляемая мощность электросети.

Для организации рациональной подачи топлива в двигатели
с возможно меньшими гидравлическими потерями и сокращением
длины топливопроводов, уменьшения размеров баков вдоль раз-
маха крыла с целью снижения влияния переливания топлива
в незаполненном баке при эволюциях самолета на центровку
ВС и его момент инерции топливные баки разделены на от-
дельные группы, которые, в свою очередь, объединяются парал-
лельно или последовательно магистралью подачи топлива. З

Магистраль подачи топлива с параллельно объединенными
группами баков (рис. 4.12, а) дает возможность управлять расхо-
дом топлива по заданной программе. При этом подкачивающие
насосы нескольких групп баков работают одновременно на раз-
личных режимах, отличающихся давлением на выходе. Порядок
выработки по такой схеме при наличии топлива в трех группах
баков следующий: в начале работы топливной системы включают-
ся подкачивающие насосы I группы на основной режим и III
группы — на ослабленный режим. В конце выработки I группы ее
подкачивающий насос переключается на форсированный режим
и одновременно включается подкачивающий насос II группы на
основной режим. Таким образом обеспечивается резервирование
подкачки топлива в двигатели, а также полная выработка из I И
II групп баков. При этом подкачивающие насосы III группы ба-
ков работают в течение всего полета как дежурные, но выработ-
ки топлива из этой группы практически не происходит. Такая схе-
ма построения топливной системы применена на самолете Ан-2б.

Магистраль подачи топлива с последовательно объединенными
группами баков выполнена таким образом, что из каждой группы
топливо направляется в расходный бак, а из него подается в двй'
гатель (рис. 4.12,6). В топливных системах, выполненных по этой
схеме, в расходный бак топливо либо переливается самотеком, ли-
бо перекачивается с помощью ЭЦН или струйных насосов. При
этом перекачивающие насосы направляют топливо из одного бака

! - ...

Двигатель

I группа

и группа

/// группа

Рис. 4.12

г •	/		-11 И <	Г Г .	: I IИ • I I '	*

»	। :	I '	। 4 '	»	' (	1	.	'	,	I /	1	'	>	* IЯ	9	4	1

в другой с давлением, необходимым только для компенсации гид-
равлических потерь на участке перекачки, поэтому перекачиваю-
щие насосы отличаются от подкачивающих расходных баков зна-
чительно меньшим напором и потребляемой мощностью. Достоин-
ством схемы питания двигателя топливом через расходный бак
является малая вероятность разрыва топливного потока, так как
подкачка топлива к двигателю осуществляется из всегда запол-
ненного отсека, емкость которого, как правило, меньше аварийно-
го остатка топлива. Однако в случае повреждения расходного ба-
ка несмотря на наличие на борту ВС большого запаса топлива
питание двигателей становится невозможным.

Для обеспечения питания топливом двух, трех, четырех или
более двигателей применяются автономные, централизованные,
долевые или централизованно-долевые подачи. Выбор той или
иной схемы подачи зависит от компоновки ВС и числа двигателей.

... ... ,, .4	< •	. »	'	).(/'
Автономная подача топлива (рис. 4,13) заключается в том, чтр>
топливо к каждому двигателю подается от определенных групп
баков, при этом магистрали питания соединены между собой ма-
гистралью перекрестного питания. Автономная подача топлива с
последовательной выработкой очередных групп баков через рас-
ходные баки (отсеки) применяется на самолетах Ил-86 и Ту-204..

Рис. 4.13

Централизованная подача топлива выполняется таким обра-
зом, что топливо подается в двигатели из одного расходного бака.

Долевая подача топлива обычно применяется на ВС с нечет-
ным числом двигателей, когда подачу топлива к среднему двига-
телю обеспечивают подкачивающие насосы двух заборных маги-
стралей, ведущих свое начало от двух расходных баков. Вследст-
вие разброса напорных характеристик подкачивающих насосов
в пределах допусков, а также ввиду разности гидравлических по-
терь левой и правой ветвей питания среднего двигателя неизбежна
несимметричная выработка топлива. В связи с этим при долевой
подаче топлива возникает необходимость обеспечения автоматиче-
ского выравнивания подачи, что ведет к усложнению топливной
системы. Несимметричная выработка топлива наблюдается также
в топливных системах с автономной подачей топлива в случае пи-
тания одного двигателя от двух заборных магистралей с откры-
тым краном перекрестного питания.

Централизованно-долевая подача топлива (рис. 4.14) применя-
ется на ВС с нечетным числом двигателей, питание которых осу-
ществляется из общего расходного бака. При этом расходный
бак практически в течение всего полета остается заполнен-
ным, так как его емкость не превышает навигационного запаса
топлива, вырабатываемого лишь в нештатной ситуации. Такой
схеме также присуща несимметричная выработка топлива из оче-
редных групп баков ввиду неидентичности напорных характерис-
тик перекачивающих насосов и магистралей перекачки.	I
Рис. 4.14

На рис. 4.15 показана структурная схема топливной систе-
мы самолета Ту-154Б2 с централизованно-долевой подачей топли-
ва. Элементы системы заправки, системы управления подачей
топлива и измерения его емкости на схеме не показаны. На само-
лете Ту-154Б2 топливо размещается в шести крыльевых баках-
кессонах. При полной заправке самолетные баки вмещают
39 750 кг топлива (при рт=800 кг/м3), в том числе бак 1 —
3300 кг, баки 2 — по 9500 кг, баки 3 — по 5425 кг и бак 4 —
6600 кг. Ввиду ограничения по максимальной взлетной массе и с
Целью обеспечения заданного диапазона эксплуатационных цент-
ровок самолета количество заправляемого в бак 4 топлива зави-
сит от коммерческой нагрузки (табл. 4.7).

Таблица 4.7

Коммерческая нагрузка, т	Более 16	16—14	14—Г1,5	До 11,5
Количество топлива в баке 4, кг		Не заправляется	2000	4000	6600
9^ин 9 дин
Заправка и загрузка самолета в полете на экономическую
дальность с максимальной коммерческой нагрузкой и в полете на
максимальную дальность с ограниченной платной нагрузкой су-
щественно отличается, как это видно из весовых характеристик
самолета Ту-154, приведенных в табл. 4.8.

Таблица 4.8

Массовые
характеристики

Масса пустого ВС, кг

Масса снаряжения, кг

Коммерческая нагрузка, кг

Количество топлива на ВС — всего, кг

В том числе:

в баке 1

в баках* 2

в баках 3

в баке 4

Максимальная взлетная масса, кг

Максимальная посадочная масса, кг

При максимальной
коммерческой
нагрузке

51930

1380

18000

26640

3300

12540

10850

Не заправляется

98000

78000

При максимальной
заправке
топливом

51930

1380

5440

39250

3300

18500

10850

6600

98000

78000

Порядок выработки топлива из баков на самолете Ту-154 вы-
бирается с учетом влияния массы топлива т т на центровку са-
молета хТ (рис. 4.16). Исходя из этого, в типовом полете с мак-
симальной коммерческой нагрузкой (кривая 1) в начале полета
частично вырабатывается топливо из баков 2 (очередь Ь). При
этом центровка от исходного положения, составляющего 23—24%,
незначительно смещается назад. Затем производится одновремен-
ная выработка топлива из баков 2 и 3 (очередь 111). После пол-
ной выработки топлива из баков 2 и частичной выработки топли-
ва из баков 3 (до остатка в них по 1725 кг) центровка самолета
остается вблизи исходного значения. Довыработка топлива из ба-
ков 3 (очередь 1111) дает смещение центровки вперед и после вы-
пуска шасси она составляет 18%. В нормальном полете топливо
Из бака 1 практически не вырабатывается, так как аварийный ос-
таток топлива, составляющий на этом самолете 2500 кг, всего на
800 кг меньше вместимости бака 1. Таким образом, в процессе
выработки топлива в типовом полете центровка изменяется всего
на 6%, благодаря чему облегчается задача продольной баланси-
ровки самолета, что в конечном итоге положительно сказывается
на безопасности полетов.

В беспосадочном полете самолета ТУ-154 с максимальной зап-
равкой и ограниченной коммерческой нагрузкой (кривая 2) цент-
ровка самолета изменяется в пределах 22—27%. При этом оче-
редность выработки баков принимается такой же (1г — Пг— ШгК
После полной выработки топлива из баков 3 производится выра-
ботка топлива из бака 4 (очередь 1Уг), в результате чего цент-
ровка смещается назад, при этом посадочная центровка самолета
составляет около 26 %.

Топливную систему с централизованно - долевой подачей
(см. рис. 4.15) можно условно разделить на систему перекачки
топлива из баков 2, 3, 4 в расходный бак и систему подкачки топ-
лива из общего расходного бака 1 в двигатели.

Система перекачки топлива обеспечивает в течение всего поле-
та заполнение топливом расходного бака. При этом автоматически
или вручную осуществляется назначенная очередность выработку
топлива из баков 2, 3, 4. Перекачка топлива из баков 2, 3, 4 в
расходный бак осуществляется 12 насосами перекачки НПр1 —
НПР 12 типа ЭЦН-323. В расходный бак топливо поступает
по четырем магистралям перекачки через порционер, обеспечива-
ющий автоматическое управление перекачкой. Порционер пред-
ставляет собой топливный агрегат, объединяющий в себе четыре
гидравлических диафрагменных клапана, два поплавковых уров-
немера и один электромагнитный клапан. Порционер работает в
циклическом режиме и обеспечивает перекрытие магистралей пе-
рекачки топлива при заполнении расходного бака и их открытие
при частичной выработке топлива из бака 1. При этом количества
топлива в баке 1 колеблется от 3300 кг (полная заправка) до
3150 кг.

В результате отказов в системе перекачки при централизован-
ной подаче топлива может создаться такая ситуация, когда при
наличии на борту ВС десятков тонн топлива питание двигателей
становится невозможным. В связи с этим в системе перекачки топ-
лива предусмотрено дублирование и резервирование ее функцио-
нальных элементов, а также включены элементы, обеспечиваю-
щие отказобезопасность и контроль за работой системы. Так, в
рассматриваемой системе в баках 2, 3, 4 установлено два-три пе-
рекачивающих насоса, благодаря чему имеется многократный за-
пас производительности перекачки. Каждый перекачивающий на-
сос подключен к магистрали перекачки через обратный клапан
КО1—КО 12, чем достигается изолирование неисправного перека-
чивающего насоса. Наличие на выходе из каждого перекачива-
ющего насоса сигнализатора давления СД1—СД12 типа
МСТВ-0,2А обеспечивает контроль за работой насосов. На случай
отказа поплавковых уровнемеров в закрытом положении клапа-
нов перекачки предусмотрен электромагнитный клапан от-
крытия порционера. На случай отказа гидравлических клапанов
перекачки порционера в закрытом положении предусмотрены кра-
ны резервной перекачки КП5, КП6, обеспечивающие возможность
перекачки топлива в расходный бак, минуя порционер. Наличие
переливных патрубков, соединяющих бак 1 с баками 2, обеспечи-
вает перелив в баки 2 избыточного топлива, поступающего в рас-
ходный бак в режиме резервной перекачки. Краны резервной пере-
качки используются также для перекачки остатков топлива из ба-
ков 3, 4, через бак 1 в бак 2 в случае необходимости корректиро-
вания заправки или центровки самолета на земле.

Подкачка топлива к двигателям осуществляется с помощью
четырех подкачивающих насосов НП1, НП2, НПЗ, НП4 типа
ЭЦН-325, подключенных через обратные клапаны КО 13, КО 14,
КО 15, КО16 к общему коллектору, от которого отводится три ма-
гистрали питания двигателей. В каждой магистрали питания по-
следовательно установлены перекрывной кран, датчик расхода
топлива, трубка Вентури, подкачивающий насос двигателя, топ-
ливный фильтр, после которого топливо поступает в насос-регу-
лятор и далее в систему подачи топлива в камере сгорания.

На современных ВС самолетная топливная система за-
канчивается на входе в насос двигателя. Топливные агре-
Гаты (насос двигателя, топливный фильтр, насос-регулятор),
показанные на рис. 4.15, являются комплектующими эле-
ментами топливной системы двигателя. Перекрывные краны
КП1, КП2, КПЗ предназначены для перекрытия магистра-
лей питания при останове двигателей, в том числе и при
пожаре. Датчики расхода топлива ДРТ1, ДРТ2, ДРТЗ обеспе-
чивают измерение подачи топлива в двигатели и индикацию
остатка топлива в баках. Трубки Вентури ТВ1, ТВ2, ТВЗ служат
„для впрыска противоводокристаллизационной жидкости (ПВКЖ)
в магистрали питания в случае обмерзания топливных фильтров.
Насосы двигателя НД1, НД2, НДЗ являются второй ступенью
подкачки топлива, обеспечивают прокачку топлива через засорен-
ные топливные фильтры и создают необходимое давление на вхо-
де в насосы-регуляторы НР1, НР2, НРЗ. Топливные фильтры ТФ1,
ТФ2, ТФЗ в магистралях питания обеспечивают очистку поступа-
ющего в насос-регулятор топлива. Ввиду больших расходов топ-
лива современными ГТД топливные фильтры обладают повышен-
ной грязеемкостью и в то же время высокой тонкостью фильтра-
ции (12—16 мкм), что позволяет защитить топливную автомати-
ку двигателя, весьма чувствительную к влиянию загрязнений на
•ее эксплуатационную надежность.

Для повышения эксплуатационной надежности в системе пита-
ния двигателей предусматривается дублирование подкачивающих
насосов. Отказ двух подкачивающих насосов не сказывается на
работе двигателей в ожидаемых условиях эксплуатации. Кроме
того подкачка топлива к двигателям резервируется установкой
дополнительного подкачивающего насоса НП5 типа ЭЦН-319, пи-
таемого от резервного источника электроэнергии. Дополнительный
подкачивающий насос предотвращает останов двигателей в слу-
чае обесточивания всех основных подкачивающих насосов и поз-
воляет продолжать полет со снижением до высоты 6000 м, на ко-
торой становится возможным питание двигателей самотеком.

ВСУ имеет индивидуальную систему питания, включающую
подкачивающий насос НП6 типа ЭЦН-319, установленный в рас-
ходном баке, и1 перекрывной кран КП4 в магистрали. Эта магист-
раль не имеет обратного клапана на выходе из подкачивающего
насоса НП6 и поэтому используется для соединения замкнутых
участков магистралей питания маршевых двигателей с полостью
•бака 1 через терморазгрузочные клапаны ТРК1, ТРК2, ТРКЗ,
ТРК4.	'Ф|

Топливные фильтры ТФ1, ТФ2, ТФЗ оборудованы сигнализато-
рами перепада давления СПД1, СПД2, СПДЗ, обеспечивающими
световую сигнализацию о засорении или обмерзании фильтров
при достижении предельного перепада 0,05—0,06 МПа. Одновре'
:менно с этим электрический сигнал, формируемый сигнализатог
I' И
300
ром перепада давления, поступает на соответствующий перекрыв-
ной кран КП7, КП8, КП9 системы впрыска ПВКЖ. При откры-
тии крана под действием разности давления топлива между глав-
ным коллектором питания, с которым соединен бак-аккумулятор
ПВКЖ (БПВКЖ), и трубкой Вентури противообледенительная
жидкость впрыскивается в магистраль, в которой произошло об-
мерзание или засорение фильтра. При этом количество впрыски-
ваемой жидкости пропорционально подаче топлива в двигатель,
так как с увеличением скорости потока топлива в магистрали дав-
ление в сечении трубки Вентури понижается.

На современных ВС с установкой двигателей на пилонах под
крылом широкое распространение получила система автономного
питания двигателей топливом. На рис. 4.17 показана построен-
ная по этому принципу схема топливной системы, реализованная
на самолете Ил-86. Топливо размещено в кессоне крыла в шести
основных и одном дополнительном баках. Каждому из четырех,
двигателей соответствует своя группа баков. Питание двигателя 1
осуществляется из баков 1 и 1А, двигателя 2 — из бака 2 (на схе-
ме не показаны), двигателя 3 — из бака 3, двигателя 4 — из ба-
ков 4 и 4А. В центральный бак 5 заправляется дополнительный
запас топлива, используемого для питания всех двигателей. Топ-
ливо между указанными баками распределяется следующим об-
разом: в баках 1А и 4А— по 2650 кг, в баках 1 и 4 — по 10 125 кг,
в баках 2 и 3 — по 15 250 кг, в баке 5 — 32 400 кг.

При полной заправке вместимость топливной системы состав-
ляет 88 450 кг при рт=775 кг/м3. В каждой группе баков имеется
расходный отсек РОЗ, РО4, из которого обеспечивается питание
топливом соответствующего двигателя с помощью подкачивающих,
насосов НП1, НП2, НПЗ, НП4 (рис. 4.17).

Выработка топлива из баков осуществляется двухступенчатой
перекачкой. Из* основной части топливного бака топливо перекачи-
вается в предрасходные отсеки. ПРОЗ, ПРО4, из которых осуще-
ствляется непрерывное заполнение расходных отсеков РОЗ, РО4.
В системе перекачки топлива широко используются струйные на-
сосы, для работы которых используется активное топливо, отбира-
емое от подкачивающих или перекачивающих электроприводных
топливных насосов. Так, для питания двигателя 4 топливо пере-
качивается из основной части бака 4 в его предрисходный отсек
Двумя струйными насосами СН2, СНЗ. Кроме того, в предрасход-
ный отсек бака 4 дополнительно перекачивается топливо из бака
4А посредством струйного насоса СН1. Эта перекачка начинается
тогда, когда в предрасходном отсеке остается 2700 кг топлива..
При этом перекрывной поплавковый клапан КПП1 открывает ли-
302

.и<.|

I

I
айю всасывания струйного насоса СН1, обеспечивающего попол-
нение предрасходного отсека бака 4.

Из предрасходного отсека обеспечивается непрерывное запол-
нение расходного отсека РО4 посредством струйного насоса СН4.
Перекачка топлива из основной части бака 3 в его предрасход-
ный отсек ПРОЗ осуществляется струйными насосами СН5 и СН6.
Расходный отсек РОЗ непрерывно пополняется струйным насосом
СН7. Активное топливо к струйникам поступает от электропривод-
ных топливных подкачивающих насосов НП1—НП4, обеспечива-
ющих питание двигателей.

Аналогичная система перекачки установлена в левом полукры-
ле. Из дополнительного бака 5 топливо перекачивается в предрас-
ходные отсеки всех четырех групп с помощью одного из двух пе-
рекачивающих электроприводных центробежных насосов НПр1,
НПр2, установленных в сборном отсеке бака 5. Внутри бака 5
для полноты выработки топлива предусмотрена перекачка топли-
ва из основной части бака в сборный отсек с помощью восьми
струйных насосов СН8 — СН15. В линиях перекачки топлива из
бака 5 в предрасходные отсеки предусмотрены дроссели Др1, Др2,
подбором которых достигается одинаковая подача топлива во все
группы. Производительность перекачки составляет 9300 кг/ч, т. е.
по 2325 кг/ч в каждый предрасходный отсек.

Все струйные насосы включаются в работу при включении пе-
рекачивающего и подкачивающих насосов на панели управления
топливной системой.

В магистралях питания установлены перекрывные (пожарные)
краны КП1, КП2. Между собой автономные магистрали питания
двигателей сообщаются через краны перекрестного питания КПЗ,
КП4, обеспечивающие возможность питания любого двигателя из
любой группы.

Рассмотренная топливная система, построенная по автономно-
му принципу, обеспечивает высокую надежность питания топливом
Двигателей. Расходные отсеки, из которых происходит подача топ-
лива в двигатели, во всех случаях заполнены топливом. Кроме то-
го, один из установленных в расходном отсеке подкачивающий на-
сос помещен в кожухе, предотвращающем прекращение поступ-
ления топлива в« магистраль питания двигателя при действии от-
рицательной перегрузки в течение 5 с.

Предрасходные отсеки, вмещающие примерно часовой запас
топлива, практически в течение всего полета заполнены топливом,
чем достигается высокая надежность питания двигателей в ожи-
даемых условиях эксплуатации, в том числе подачи топлива са-
мотеком при отказе всех топливных насосов. Этому в значитель-
ной степени способствует размещение двигателей на пилонах под
крылом.	I

Двухступенчатая перекачка топлива с использованием струй-
ных насосов позволяет свести к минимуму невырабатываемые ос-
татки топлива. Перекачка топлива в предрасходные отсеки значи-
тельно снижает вероятность попадания в магистрали питания
двигателей загрязнений и воды из отстоя, так как уровни забор-
ников струйных насосов перекачки топлива из предрасходных в
расходные отсеки подняты над уровнем возможного накопления
отстоя, тогда как заборники струйных насосов перекачки основ-
ных объемов топлива установлены в нижних точках баков. 1

Широкое применение струйных насосов в системе перекачки
топлива позволяет существенно уменьшить вес конструкции, а так-
же потребление электроэнергии на борту ВС.	1

Топливные системы с параллельным объединением групп баков
реализованы на самолетах Ан-24, Ан-22, Ан-26 и др. Например,
на самолете Ан-24 топливо размещено в двух группах баков
(рис. 4.18). Первую группу образует бак-кессон (бак 1), из кото-
рого топливо вырабатывается в первую очередь. Вторую группу
(бак 2) составляют два мягких бака, топливо из которых выраба-
тывается во вторую очередь. При работе топливной системы од-
новременно включаются подкачивающий насос обеих групп. Ука-
занная очередность выработки достигается за счет работы под-
качивающего насоса на различных режимах.	.Я

Для обеспечения первоочередной выработки бака 1 установлен-
ный в нем подкачивающий насос НП1 типа ЭЦН-14 работает на
номинальном режиме. В то же время два подкачивающих насоса
бака 2 НП2, НПЗ типа ЭЦ Н463 (внебакового исполнения) рабо-
тают на ослабленном режиме. Так как давление, создаваемое под-
качивающим насосом НП1, превышает напор насосов НП2, НПЗ,
то обратные клапаны КО2, КОЗ закрыты и происходит выработка
топлива только из бака 1. Если по какой-либо причине напор под-
качивающего насоса НП1 падает, клапаны КО2, КОЗ открывают-
ся и топливо в магистраль питания двигателя поступает от насо-
сов НП2, НПЗ бака 2.	[

Таким образом, вторая группа баков является дежурной. Не-
прерывная работа насосов дежурной группы исключает прекраще-
ние подачи топлива в двигатель, чем обеспечивается надежное
питание двигателей. Если вместимость дежурных групп баков
выбрана равной навигационному запасу топлива, то в нормальном
полете топливо из этих баков практически не вырабатывается, что-
способствует повышению надежности топливной системы, пострО'
енной по такому принципу. Для резервирования питания двигате-
лей правая и левая магистрали питания сообщаются между собой
через кран перекрестного питания КП-2.

При наличии в топливной системе большего числа групп ба-
ков с параллельным их объединением производится поочередная
выработка топлива. При этом в течение всего полета на ослаблен-
ном режиме работают насосы одной из групп, выбранной в каче-
стве дежурной. Для обеспечения возможно меньших невырабаты-
ваемых остатков топлива в конце выработки топлива из предыду-
щей группы ее насосы переводятся на форсированный режим и
одновременно включаются на основной режим подкачивающие
насосы последующей группы. При этом насосы дежурной группы
непрерывно работают на ослабленном режиме.

Топливные системы ВС, построенные по такому принципу, от-
личаются повышенным потреблением электроэнергии, так как в пе-
реходных режимах выработки одновременно работают подкачи-
вающие насосы трех групп баков.

В магистрали питания ТВД (рис. 4.18) последовательно уста-
новлены перекрывной кран КП1 (пожарный), топливный фильтр
грубой очистки ТФ1, подкачивающий насос двигателя, топливный
фильтр тонкой очистки ТФ2, оборудованный сигнализатором пре-
дельного критического перепада давления, воздухоотделитель,
датчик расходомера топлива, после которого топливо поступает
в топливный насос-регулятор двигателя. Двухступенчатая фильт-
рация топлива посредством топливного фильтра ТФ1 с тонкостью
фильтрации 50—60 мкм и фильтра ТФ2 с тонкостью фильтрации
12—16 мкм обеспечивает необходимую чистоту топлива на входе
в насос-регулятор, отличающийся повышенной чувствительностью
к загрязнениям. Сигнализатор перепада давления на фильтре тон-
кой очистки типа СГДФР-1Т обеспечивает световую сигнализацию
ТОПЛИВНЫЙ ФИЛЬТР ЗАСОРЕН при достижении на топлив-
ном фильтре ТФ2 перепада давления топлива 0,05 МПа, превыше-
ние которого приводит к открытию перепускного клапана фильт-
ра и подаче в насос-регулятор нефильтрованного топлива, что
может привести к отказу насоса-регулятора и останову двигателя»

Ввиду повышенной чувствительности ТВД к воздушным проб-
кам в топливном потоке, вызывающем пульсации и срыв пламе-
ни, в магистрали питания двигателя предусмотрен воздухоотдели-
тель, обеспечивающий отделение воздуха и сброс его в дренажную
систему баков. Для предотвращения перетекания значительного
количества топлива в линии сброса воздушных пробок предусмот-
рен дроссель.
Рис. 4.18
4.6.	Расчет топливных систем

В системе питания ГТД применяется двухступенчатая подкач-
ка топлива: подкачивающие насосы топливных баков подают топ-
ливо в подкачивающий насос двигателя, который обеспечивает
прокачку топлива через топливный фильтр и создает необходи-
мое давление на входе в насос-регулятор. Согласно общеприня-
тому агрегатированию самолетная топливная система заканчива-
ется на входе в насос двигателя.* Подкачивающий насос двигателя
и установленные за ним топливный фильтр, насос-регулятор и
другие функциональные элементы составляют топливную систему
двигателя.

Для расчета топливной системы необходимо составить полу-
монтажную схему, отражающую тип и количество агрегатов в рас-
четной топливной магистрали, разность уровней расчетных сече-
ний, протяженность и конфигурацию магистрали, количество и
форму арматуры, разветвлений, соединений.

На рис. 4.19 показаны две проекции полумонтажной схемы
топливной системы с автономной подачей топлива из крыльевых
баков-кессонов в двигатели, установленные впереди топливных ба-
ков под крылом на пилонах. В расходных отсеках баков-кессонов
установлены электроприводные центробежные герметичные под-
качивающие насосы 3, 6, на выходе из которых предусмотрены
обратные клапаны 5. Насосы обеспечивают подачу топлива в ма-
гистраль питания двигателя, в которой предусмотрен заборник 4
с обратным клапаном для уменьшения гидравлических потерь при
подаче топлива самотеком в случае отказа обоих подкачивающих
насосов. На выходе из бака установлен перекрывной электроди-
станционный кран 2. На монтажной схеме показаны также дат-
чики расходомера 1 и подкачивающий насос двигателя 7.

На рис. 4.20 показана полумонтажная схема (в двух проекци-
ях) топливной системы с централизованно-долевой подачей топ-
лива в двигатели, установленные в хвостовой части фюзеляжа,
т. е. позади топливных баков выше уровня заборников топлива из
баков. Подкачивающие насосы 1, 2, 3, 4 установлены в общем
расходном баке 10. В каждой магистрали питания двигателя ус-
тановлены подкачивающие насосы 5, датчик расхода топлива 7,
трубка Вентури 8. На схеме показаны также датчик плотномера
6 и подкачивающие насосы двигателя 6.

При разработке топливной системы ВС производятся расчеты
йо подбору и резервированию подкачивающих насосов, определе-
нию оптимальных размеров трубопроводов, определению высотно-
сти топливной системы при нормальной ее работе и в случае от-
казов подкачивающих насосов.



.• Г: • I,
4.6.1.	Подбор подкачивающих насосов

При подборе подкачивающих насосов рассматривают наиболее
неблагоприятные условия работы топливной системы с учетом:
возможных отказов ее элементов. При этом определяется потреб-
ная подача и давление, которое должен создавать подкачиваю-
щий насос для обеспечения требуемых параметров потока топли-
ва на входе в насос-регулятор.

Применив уравнение Бернулли для расчетных сечений а —а
на выходе из подкачивающего насоса и Ь — Ь на входе в насос
двигателя (см. рис. 4.19), запишем

Рк.п Рда—а	4" Рдь—ь А^мас 4“ △Рг >	(4.6)’

где рн.п — давление топлива на выходе из подкачивающего насо-
са; рвхн.д—потребное давление на входе в насос двигателя, при
котором обеспечивается его бескавитационная работа и заданная

Рт V*
напорная характеристика; рд----------скоростной напор в со-

2

ответствующем сечении расчетной магистрали; Армас—инерци-
онные и гидростатические потери напора; Арг—гидравлические
потери.

При подборе подкачивающего насоса на основании статистиче-
ских данных обычно задаются скоростью течения топлива в маги-
страли питания, одинаковой для всех ее сечений. Поэтому слага-
емые Рда_а и Рдь-ь 'в уравнении (4.6) взаимно исключаются,
и выражение давления, которое должен создавать подкачиваю-
щий насос, примет вид

/?н.п - Рвхн,д Г' △/^мас 4“ ^Рг •

(4.7)

Из уравнения (4.7) следует, что при одинаковой скорости те-
чения на всех участках топливопровода от подкачивающего насо-
са до насоса двигателя давление топлива, создаваемого подкачи-
вающим насосом при заданной его подаче, должно обеспечивать
потребный напор на входе в насос двигателя, компенсировать
инерционные и гидростатические потери напора и преодолевать
гидравлическое сопротивление магистрали.

Потребное давление на входе в подкачивающий насос двигате-
ля определяется, как сумма минимального давления топлива и ка-
витационного запаса, т. е.

РвХц д — РпЯп 4“ ^Ан,д-
Минимальное давление топлива должно превышать давление
насыщенных паров топлива р5. Обычно рт1п = (1,2...1,3) р5. Зна-
чения давления насыщенных паров применяемых топлив приведе-
ны в табл. 4.9.

Таблица 4.9

Температура
топлива, °С

Давление насыщенных
паров топливар5, кПа

Кинематическая
вязкость \>т, мм2/с

14,9

8,6

4,1

2,5

1,6

1,2

—50

—40

—20

0

20

40

3,22

3,99

5,43

4,12

5,16

8,13

Кавитационный запас давления центробежных насосов можно>
рассчитать по соотношению

где нк—обороты рабочего колеса, об/мин; ()т—подача насосаг
м3/с; с = 800...1500— коэффициент кавитации.

В приближенных расчетах кавитационный запас давления
центробежных насосов можно принять равным 0,03—0,05 МПа.

Инерционные и гидростатические потери давления в расчетной
магистрали обусловлены действием эксплуатационных перегрузок,,
а также разностью уровней подкачивающего насоса и насоса дви-
гателя. Эти потери давления рассчитывают по формуле

где пу> пх, п.г— соответственно поперечная, продольная и боковая
перегрузки; 1У, 1Х, 1,г — проекции длины расчетной магистрали.

При расчете этих потерь давления рассматриваются наиболее
неблагоприятные условия, при которых инерционные силы, выз-
нанные перегрузками, направлены на разрыв потока топлива в
Магистрали. При этом необходимо учитывать взаимное располо-
жение подкачивающего насоса и насоса двигателя. Так, в случае
подкрыльной передней пилонной подвески двигателей (см.
рис. 4.19) поперечная перегрузка принимается равной наиболь-
шей эксплуатационной отрицательной перегрузке, т. е. пу = п^
В этом случае продольная перегрузка пх дает дополнительные по-
тери давления при разгоне самолета. В случае хвостового разме-
щения двигателей выше уровня топливных баков (рис. 4.20) учи-
тывается максимальная эксплуатационная перегрузка, т. е. пу =
=^тах- При этом продольная перегрузка пх дает дополнительные
потери давления при торможении самолета. Боковая перегрузка
может возникать при боковом маневре самолета после взлета или
при заходе на посадку. Расчетные значения эксплуатационных
перегрузок приведены в РЛЭ ВС.

Гидравлические потери давления обусловлены сопротивлени-
ем трения потока топлива при его движении в магистрали а так-
же местными потерями на препятствиях — кранах, клапанах, раз-
ветвлениях, сужениях, соединениях и т. д. Гидравлические потери
определяют из выражения

△/?г

маг

маг

(4.9)

где Хтр — коэффициент сопротивления трения; /маг, с1маг — дли-
на и диаметр трубопровода расчетной магистрали; ЕВМ — сумма
коэффициентов местных потерь.

Коэффициент сопротивления трения К тр зависит от режима те-
чения, определяемого числом Рейнольдса:

*т

где Гт—скорость потока топлива в расчетной магистрали; ут—
коэффициент кинематической вязкости топлива (табл. 4.9).

Характерные для топливных систем значения чисел Рейнольд-
са находятся в диапазоне 3-103—3-105, в котором коэффициент
сопротивления трения определяется по формуле

4

Хтр = 0316//Ке.

Топливная система современного самолета представляет собой
разветвленную сеть соединенных последовательно и параллельно
магистралей, гидравлические характеристики которых описыва-
ются уравнением (4.9). Для получения зависимостей, необходи-
мых для расчета топливной системы, выполняют следующее пре-
—
где

Скорость потока топлива выражают через подачу фт и пло-
щадь сечения магистрали Рыаг:

маг

тогда

Если коэффициент потерь принять



* маг
то гидравлические потери

маг

пр

(4.12)

где КПр — приведенный коэффициент гидравлических потерь, ха-
рактеризующий удельные потери, т. е. потери, приходящиеся на
единицу площади сечения расчетной магистрали.

При последовательном соединении магистралей подача топли-
ва в каждую из них одинакова, т. е.

а гидравлические потери суммируются:

д/,гг = дрГ1 + дРг2 + д^гз....

Из этого условия, учитывая соотношение (4.12), получают вы-
ражение приведенного коэффициента гидравлических потерь для
последовательного соединения магистралей:

^посл=Газ, +№ +к2 ....	(4ЛЗ>

поел >	^п₽1 \Пр2 I \прз

При параллельном соединении магистралей подача топлива

С? 2

Из выражения (4.12) получают
Так как при параллельном соединении магистралей

Таким образом, для системы с двумя параллельными магист-
ралями приведенный коэффициент гидравлических потерь опреде-
ляют по формуле

(4.14)

Для системы с тремя параллельными ветвями:

пРг	к"

^пР1Апр2

ПР1 -,хпр2 л^пр3____________

Апр2 ^пр3 ~Г А"пр} А'пР

(4.15)

/

Полученные зависимости (4.14) и (4.15) позволяют проводить
расчет разветвленных реальных топливных систем, рассматривай
наиболее неблагоприятные условия подачи топлива из баков дви-
гателей, вызванные возможными отказами ее элементов.

Так, в топливной системе, показанной на рис. 4.19, рассматри-
вается питание двух двигателей одним подкачивающим насосом из
одного расходного отсека (левого или правого полукрыла) при
открытом кране перекрестного питания. Для определения приве-
денного коэффициента гидравлических потерь система питания
двигателей топливом разделяется на отдельные магистрали а — б,
б — в, б — г, г — д, соединенные последовательно и параллельно»
Исходя из выражений (4.13) и (4.14) получают

где согласно уравнению (4.10) и в соответствии с определением
приведенного коэффициента гидравлических потерь магистра-
ли (4.11) можно записать


Аналогично определяют значения приведенного коэффициента
гидравлических потерь для участков б — в, б — г, г — д. Выбрав
скорость течения топлива Ут в пределах 2—3 м/с с учетом задан-
ной подачи топлива фт определяют в первом приближении диа-
метры сечений расчетных магистралей:

=\,Я УС^У,.

Коэффициент сопротивления трения рассчитывают по формуле
(4.9). Для определения коэффициента сопротивления трения мож-
но также воспользоваться номограммой А,тр(Ке, Ут, </маг, ут), по-
казанной на рис. 4.21. Для удобства расчета целесообразно
на основании монтажной схемы составить таблицу, в которой сле-

Рис. 4.21
.дует указать тип и количество местных препятствий в топливных
магистралях и привести значения их коэффициентов местных по-
терь.	I

Расчет потребного давления и подачи подкачивающего насоса
конкретной топливной системы, показанной на рис. 4.20, рассмот-
рим при условии работы на топливе ТС-1, обладающем большей
упругостью паров (табл. 4.9), при температуре топлива 40°С, т. е.
при повышенной упругости паров и минус 50°С, когда топливо
обладает повышенной вязкостью. Расчет выполняется для случая
отказа двух подкачивающих насосов, когда питание топливом трех
.двигателей, работающих на взлетном режиме, должно обеспечи-

ваться насосами 1 и 2.

Параметры, необходимые для расчета, приведены в табл. 4.10.

Расчеты выполняют в такой последовательности.



Объемный расход двигателя на

взлетном режиме определяют

< и

по формуле

коми



I)

— Удвзл О Г)

дв вз л	* \ ВЗ Л > Чс Д В вз Д

107

м3

= 2,186-10-3 —

Диаметры трубопроводов

рассчитывают по уравнению:



в —В

а—а

а—а

дввзл >

д—д

дввзл »

/2,186-Ю-3

2тс

0,037 м.

в — в



Пользуясь сортаментом трубопроводов, принимают для парал-
лельных магистралей питания первого, второго, третьего двигате-

лей трубопровод 40X37 мм (внутренний диаметр 37 мм и наруж-
ный — 40 мм), для баковых коллекторов и насосных трубопрово-
дов — трубопровод 50X47 мм.

Потребное давление на входе в насос двигателя рассчитывают
по формуле

При температуре топлива 40°С получают

/?ВХн г = 1,25-8,13-10-з + 0,03 = 0,0402 МПа,
316
Я01НЭИЭ1Г6

ОЯ1ЭЭЬИ1ГО}1

эинэь

-внЕодо

ао1нэиэ1ге
оаюэьитго)!
при температуре топлива минус 50°С:



= 1,25.1,65-10-3+0,03=0,0321 МПа.

Инерционные и гидростатические (массовые) потери давления
определяют из уравнения:

I

При температуре топлива 40°С получают:

ЛРмас = (1,75 -<2,4+0,5 • 5,5) 762 • 9,81 • 10-' = 0,0519 МПа ;

при температуре топлива минус 50°С:

дЛас= (1.75-12,4+0,5-5,5)828-9,81-10-® =0,0564 МПа.

Примечание. Здесь предполагается отсутствие продольной перегрузки
пх =0. Для рассматриваемой схемы потери давления, вызванные продольной
перегрузкой, возможны при торможении самолета. Однако на взлетном режи-
ме работы двигателей торможение самолета практически невозможно.

Для расчета гидравлических потерь давления определяют чис-
ла Рейнольдса по формуле

При температуре топлива 40°С получают:

НСб — в

Кеа_б =2-0,047/1,0-10-6 = 0,94-105;

: Кеб _г== 2 - 0,037/1,0 -10 -6 = 9,74. ю=:

при температуре топлива минус 50°С:

Кеа_б = 2 • 0,047/7,9 • 10~6 = 11899



Кеб-В=Кеб_г=Кеб_д = 2 • 0,037/7,9 • 10 "6 = 9367.

Коэффициенты

формуле

сопротивления трения

Хтр=О,316/]/Ке,

рассчитывают по

используя полученные значения параметра Ке. Тогда при темпе-
ратуре топлива 40°С значение Хтр составит:

Х1ра_е=0,316/ Г 0,94-106 = 0,0181;

ХтР6_в= Чб-г= Чб-д=0.316//67+106 = 0,0192;
при температуре топлива минус 50°С:

тРа—б

= 0,316//11899=0,0302;

Трб-в

ТРб-г — *Рб—д

= 0,316/1/' 9367 = 0,0321.

Приведенный коэ

ициент гидравлических потерь

гистрали а

б (рис. 4.19) определяют по формуле

участка ма-

пра-б

а—а

тра—б//	1 ма—б •

«я —я

Для температуры топлива 40°

С этот коэффициент

равен

"Ра-6	т:0,047г 1

0,0181 0,047

1256



м2 ’

для температуры топлива минус 50°С:

пра-б

1386

0,047

М

Приведенный коэффициент гидравлических
б — в определяют по формуле

потерь участка

/б —в

пр б—В

- в—в

ТРб-В

в —в

Для температуры топлива 40°С коэффициент равен

0,0192-^ + 15,9=4377^’

для температуры топлива минус 50°С:

=	0,0321-0Ж+15,9=4774-

Приведенный

коэ

ициент

потерь участка

— г определяют аналогично:

гидравлических


л0,0372	°’0192 0,037 +И>2 4414 м2

а для температуры топлива минус 50°С:

К-Р6-Г =	0,0321 -^ + 14,2 = 4931 А •

Л1),0о/ \	V, 1)о /	М“

Приведенный коэффициент гидравлических потерь участка
- д определяем по формуле

ПР6-Д ^2
д- д

ОО-Д

ТРб-Д
иД. — Д

Для температуры топлива 40° С коэффициент можно вычис-
лить следующим образом:	I

/

Кп₽б~д —1:0,0372 \/ 0,0192 ”0?037 + 14,9 = 4381 м2 ’

а для температуры топлива минус 50°С:

„	4 Г Г4	1

^Прб-д — Л 7^]/ 0,0321 Ц+= _|_ 14,9 = 4839 -= •
-0,037- у	и,037	м2

А / Гд 0’1	:}. и

Приведенный коэффициент гидравлических потерь последова-
тельно-параллельного соединения топливных магистралей рассмат-
риваемой топливной системой определяют по формуле

Тогда для температуры топлива 40°С этот коэффициент равен
к' = , /	, I	4377-4414-4381	,оойА,

"Ре у 1256 +( 4377-4414+4377-14381 + 4414-4381 ) м

а для температуры топлива минус 50°С:

л- = ! /Г7оАТ/	4773-4931-4839	\2 = 2129 Л •

"Ре I/ 1бй0 +Ц773.4931+4773.4839+4931-48397	м

Гидравлические потери рассчитываем из уравнения
Для температуры топлива 40сС гидравлические потери равны

Дрг= л -762-19282

= 0,0153 МПа,

а для температуры топлива минус 50°С:

Др

тс-828-21292 и -2,186-Ю"3

= 0,020 МПа.

Потребное
уравнения

давление подкачивающего насоса определяют из

Н.П ^“ХН.Д

Др'мас

Др

Для температуры топлива 40°С потребное значение давления

равно	рн.п = 0,0402+0,0519+0,0.153=0,1074 МПа,

•   •	 	 *1 - ,  . ' '' . ' '

для температуры топлива минус 50°С:

Рн.п = 0,0321 + 0,0564 + 0,0202 = 0,1087 МПа.

Приведенный расчет показывает, что для обеспечения надеж-
ного питания двигателей на взлетном режиме давление топлива
на выходе из подкачивающего насоса должно составлять 0,107—
0,109 МПа, т. е. незначительно превышать атмосферное давление
V земли.

4.6.2.	Питание двигателей при выработке топлива самотеком
. I	I . •

При отказе подкачивающего насоса питание двигателей топли-
вом на взлетном режиме может быть обеспечено самотеком. Но
при этом необходимо соблюдать ограничения эксплуатационных
перегрузок. Для оценки этих ограничений используют уравнение
Бернулли для случая питания двигателей самотеком:

’	*	1	• 1I 1	1	.	I *

а ♦ » * • 9 • ) •
1/2

Ро-Т &Рб — /—1 + ^н.пДрг-Ь А/?«зс+ /’вхн д>	, (4.16)

где р0 — атмосферное давление у земли; Дрб—избыточное дав-
ление в баках; кн.п = 1,15 — коэффициент, учитывающий дополни-
тельные гидравлические потери в неработающем подкачивающем
Насосе .

Решая уравнение (4.16) относительно Армас, можно количе-
ственно оценить ограничения по перегрузкам:
(0,0981+0,0015)

^Рмас

• •спользуя полученные расчетные данные и принимая при
этом р0=0,0981 АШа, Дрб=0,0015 МПа, получают

+ 1,15-0,0153+0,0402)^

^0,0403 МПа.

Приравнивая выражение инерционных и гидростатических по-
терь (4.8) к полученному его расчетному значению и учитывая,
что при заднем расположении двигателей относительно топлив-
ных баков продольная перегрузка на взлетном режиме направ-
лена на повышение давления топлива в магистралях питания
двигателей, можно записать:

(пу1у+пг1г—пх1х) рт^<0,0403-106.	(4.17)

Подставив в формулу (4.17) приведенные в табл. 4.10 значения
1у> 1г, 1Х, рт, получают соотношение между поперечной, боковой и
продольной перегрузками

пу + 2,3пг—4,2п^2,25,
при котором обеспечивается надежное питание двигателей само-
теком на взлетном .режиме. Так, при «{,= 1,75, яг==0,5 необходи-
мо обеспечить пл^0,15.

4.6.3.	Высотность топливной системы

Под высотностью топливной системы подразумевается наи-
большая высота, до которой обеспечивается надежное питание
двигателей топливом в ожидаемых условиях эксплуатации. При
работающих подкачивающих насосах высотность топливной си-
стемы ограничивается минимальным давлением на входе в под-
качивающий насос, до которого обеспечиваются заданные напор-
ные характеристики насосов. Открытый дренаж топливных баков
постоянно сообщает полости баков с атмосферой и обеспечивает
наддув баков за счет скоростного напора.	I

При этом давление в баках должно превышать упругость па-
ров топлива рЕ на величину кавитационного запаса Дрк п и потерь
напора на входе в подкачивающий насос, т. е.	И

, . 1ОС I А ,Рт^ВХ.	(4.18)

Рн^Г Дрб=1^^-|- ДРкн.п-1-	К I

где рн — атмосферное давление на высоте Н; [ЛТвх — скорость
топлива на входе в подкачивающий насос.
Решая уравнение (4.18) относительно атмосферного давления
рн определяют высоту полета, до которой гарантируются задан-
ные напорные характеристики подкачивающего насоса. В зависи-
мости от сорта топлива, его температуры, конструктивных осо-
бенностей входных каналов ЭЦН они сохраняют свою работоспо-
собность до высот 9—12 км. Так, при температуре топлива ТС-1
20°С, Дрк =0,02МПа, Дрб = 0,0015 МПа Ниах = 10 500 м.
н п

Определив высотность топливной системы при работающих
подкачивающих насосах, можно найти необходимый перепад дав-
ления, который должны создавать подкачивающие насосы для
обеспечения надежного питания двигателей топливом до указан-
ной высоты полета:

АРмас

(4.19)

Расчет зависимости (4.1У) показывает, что при работе топлив-
ной системы, монтажная схема которой изображена на рис. 4.20,
на топливе ТС-1 с температурой 20°С крейсерский режим работы
двигателей на высоте Н= 10 500 м обеспечивается двумя подка-
чивающими насосами, создающими избыточное давление топлива
в магистралях питания Дрн.п^О, )81 МПа при подаче фн.п>
^3,24 м3/ч при условии наддува баков Др 6^0,0015 МПа.

4.7.	Конструктивные элементы топливных систем

Топливная система ВС состоит из насосных агрегатов, пере-
крывных кранов, обратных клапанов, сигнализаторов давления,
кранов заправки и слива топлива и других конструктивных эле-
ментов. От их эксплуатационной надежности зависит безопасность
полетов.	'	”	' '	> !' ' * I ’ : .

4.7.1.	Топливные насосы

Топливные насосы ВС отличаются большой подачей при срав-
нительно невысоком давлении и небольшом подпоре на входе.
Они должны быть надежными в работе, взрывобезопасными,
иметь малые массу и габариты, большой ресурс. Наиболее полно
отвечают этим требованиям лопастные (центробежные) и струй-
ные насосы.

Лопастные насосы несмотря на несколько меньший КПД име-
ют ряд преимуществ перед объемными насосами шестеренчатыми,
Коловратными, плунжерными и др.). Они могут работать при боль-
шой частоте вращения рабочего колеса, тогда как скорость, с ко-
торой работают движущиеся части объемных насосов, ограничена
или инерционными нагрузками при возвратно-поступательном дви-
жении качающих элементов (у плунжерных и поршневых насосов)
или повышенным износом деталей качающего узла (у шестеренча-
тых и коловратных). Так как производительность насоса прямо
пропорциональна скорости движения качающего узла, лопастные
насосы обладают гораздо большей производительностью, чем объ-
емные той же массы и тех же габаритов. Возможность создания
больших частот вращения рабочего колеса в центробежных и осе-
вых насосах позволяет выполнять их легкими и малогабаритными,
а отсутствие в них возвратно-поступательного движения и вызы-
ваемых им сил инерции намного упрощает соединение с приводом,
устраняет сложные передаточные механизмы. Лопастные насосы
обеспечивают достаточную равномерность подаваемого потока
без применения регулирующих устройств. Все это делает лопаст-
ные насосы надежными в работе и удобными в эксплуатации.

Важной характеристикой, определяющей тип и КПД лопастно-
го насоса, является коэффициент быстроходности	I

п9 = 3,65 по6р’/2/Лз/4?

где по6 — скорость вращения рабочего колеса; С} — подача насо-
са;/г— напор.	I

Напор, создаваемый лопастным насосом, определяют по фор-
муле

где цг — гидравлический К ЛД, зависящий от конструкции насо-
са; кп — коэффициент, учитывающий конечное число лопаток; А/ —
окружная скорость на выходе; р — угол между касательной к ло-
патке и касательной к окружности на выходе; <г/к, Ьк — диаметр
выхода и ширина рабочего колеса; цр — коэффициент расхода на
выходе.

В зависимости от значения коэффициента быстроходности ло-
пастные насосы подразделяются на центробежные тихоходные
(50 <_//,.< 80), центробежные нормальные (80<л5<150), центро-
бежные быстроходные (150<п?<300), полуосевые (300 </^<600)'
и осевые или пропеллерные 600 </г9< 1200). С повышением коэс,-
фициента быстроходности уменьшается отношение диаметра вы-
хода к диаметру входа рабочего колеса увеличивается ширина
колеса и частота его вращения. Осевые насосы по сравнению
центробежными характеризуются более низким КПД, однако име-
ют малую массу и габариты. В табл. 4.11 приведена зависимость
КПД лопастных насосов от коэффициента быстроходности. 
Таблица 4.11

Коэффициент быстроходности и	50	150	250	350	450	550
КПД насоса т]ЭцН.%	35	68	70	61	47	28

Центробежные и осевые баковые топливные насосы могут
иметь электрический, гидравлический или пневматический при-
вод. Наиболее широкое применение получили топливные ЭЦН.
Напорные характеристики подкачивающих и перекачивающих
ЭЦН показаны на рис. 4.22, где кривые АРн.п с индексом
«н» соответствуют номинальному режиму работы подкачивающего
насоса, с индексом «ф» — форсированному режиму, с индексом
«с» — ослабленному режиму.

В топливных системах самолетов применяются ЭЦН моно-
блочного исполнения насоса и электродвигателя. В зависимости
от способа установки на самолете ЭЦН выполняются внебаковы-
ми, внутрибаковыми и магистральными.

На рис. 4.23 показан внебаковый топливный насос 4 типа
ЭЦН-463, установленный на лонжероне крыла 1 и присоединен-
ный герметично посредством угольника 3 к фланцу мягкого топ-
ливного бака 2. В связи с невозможностью использования топлива
для охлаждения электромотора, нерациональным применением
внутреннего объема кессона и большими невырабатываемыми ос-
татками топлива из-за размещения заборного фланца выше сило-
вого нижнего пояса лонжерона крыла такие ЭЦН широкого при-
менения не получили.

Конструктивная схема внутрибакового насосного агрегата по-
казана на рис. 4.24. В такой схеме, получившей широкое приме-
нение, охлаждение электродвигателя 2 осуществляется потоком
топлива, поступающего от качающего узла под кожух 1, из кото-
рого топливо отводится в магистраль. В таких насосных агрега-
тах в большинстве случаев применяется двухступенчатый качаю-
щий узел, состоящий из осевого нагнетателя (шнека) 5 и центро-
бежной крыльчатки 4. На входе топлива в насос предусматрива-
ется предохранительная латунная сетка 6 с размером ячейки
1,5—3 мм. В нижнем фланце корпуса насоса предусматривается
также сливной клапан 7 или заглушка. Проводка электромотора
3 из корпуса насоса выведена на герметизированный разъем, от
второго она прокладывается либо снаружи бака в защитном же-
лобке, либо внутри бака в герметичном трубопроводе (на рис. 4.’.4
показано).


Надежность и ресурс внутрибакового ЭЦН во многом зависит
от степени герметичности и, следовательно, от совершенства кон-
струкции уплотнений вращающихся деталей. Наиболее распрост-
раненным типом уплотнения валов ЭЦН является резиновая ман-
жета, предохраняющая от попадания топлива в полости электро-
двигателя. Манжета охлаждается топливом, просачивающимся
между манжетой и валом. Просачивающееся топливо, попадая на
центробежный отражатель, закрепленный на валу, отбрасывается
к дренажному каналу, к которому подсоединена трубка, выве-
денная наружу на нижнюю панель бака-кессона. Кроме того, по-
лости электромотора соединяются с атмосферой вентиляционным
каналом, чем достигается взрывобезопасность ЭЦН.

На рис. 4.25 показана установка быстроходного центробежно-
го насоса типа ЭЦН-325, отличающегося небольшими габаритами
и повышенной подачей. Этот насос обеспечивает подачу топлива
до 15—16 м3/ч при перепаде давления топлива на выходе 0,12—
0,11 МПа. Насос 6 установлен герметично во фланце корпуса 5
на нижней панели кессона. В корпусе 5 имеется переходник, в ко-
торый вставляется выходной патрубок 4 и вмонтирован обратный
клапан 2. К переходнику подсоединен патрубок 1 топливной маги-
страли, проложенной внутри топливного бака. Здесь же преду-
смотрен штуцер 3 подвода давления топлива к сигнализатору дав-
ления, установленному вне бака. В корпусе имеется также гермо-
вывод электропроводки насоса, разъем которой закрыт диэлектри-

О
веским колпачком 9 и защищен от короткого замыкания диэлектри-
ческой втулкой 8, вмонтированной в переходник герметичного ка-
нала 7 для прокладки электропроводки в топливном баке.

Одним из недостатков установки внутрибаковых ЭЦН на ниж-
них панелях баков-кессонов является необходимость слива топли-
ва из баков при демонтаже топливных насосов. Некоторые конст-
рукции установки насосных агрегатов позволяют производить за-
мену ЭЦН без слива топлива из бака.

На рис. 4.26 показана конструкция насосного агрегата питания
ВСУ, оборудованного клапаном 4, разобщающим внутреннюю по-
лость корпуса 1 с полостью бака при демонтаже насоса 2. Для
этого клапан 4 соединен со штоком, выведенным на нижний фла-
нец, и с пружиной 3, укрепленной на корпусе 1. В рабочем состо-
янии насосного агрегата клапан удерживается пружиной в откры-
том положении, при этом обеспечивается поступление топлива из
бака на вход в насос. При демонтаже ЭЦН выдвижением штока;
наружу клапан закрывается и исключается течь топлива после
снятия насоса.	•ПИ

Недостатком рассмотренной внутрибаковой установки ЭЦН яв-
ляется ослабление нижних силовых панелей крыла большим чис-
лом люков под топливные насосы. Так, например, в крыле само-
лета Ту-154 установлено 16 топливных насосов, под каждый из
которых выполнены вырезы в нижних панелях кессона. Усиление
этих вырезов существенно утяжелило конструкцию крыла и при-
вело к ограничению ресурса крыла. Наряду с этим в баках-кес-
сонах предусмотрены съемные люки для доступа к элементам
топливной системы при текущем ремонте, что также утяжеляет
конструкцию. К недостаткам внутрибаковой установки ЭЦН от-
носятся также значительные невырабатываемые остатки топлива,
так как силовые окантовки насосных вырезов образуют достаточ-
но высокие пороги на входе топлива в насос. В связи с этим на
новых самолетах применяют внутрибаковые монтажи насосных
агрегатов, для доступа к которым используются легкосъемные
люки-лазы, предусмотренные в отсеках, где сосредоточены топ-
ливные агрегаты и арматура. Это позволило сократить число вы-
резов в силовых панелях крыла и существенно увеличить ресурс
планера.

На рис. 4.27 показан фрагмент монтажной схемы топливной
системы с быстроходным малогабаритным насосом 1, установлен-
ным внутри топливного отсека на кронштейнах, прикрепленных
к стрингерам нижней панели крыла. Насос обеспечивает подачу
топлива через обратный клапан 2 в магистраль питания 3, в ко-
торой предусмотрен заборник 6 с обратным клапаном 5 для вы-
работки топлива самотеком. Для предотвращения обледенения
предохранительной сетки насоса и попадания воды и других за-
грязнений из отстоя бака в магистраль питания двигателя забор-
ник насоса поднят над нижней панелью бака-кессона.

Межстрингерная полость, в которой установлен ЭЦН, отделе-
на от остальной части бака высокими ребрами продольного на-
бора монолитной панели, в которых не могут быть выполнены от-
верстия для перетекания топлива. Для обеспечения более полной
выработки топлива из отсека применен струйный насос 4, актив'
ное топливо к которому подводится от ЭЦН через трубопровод 9-
Заборные патрубки 8 струйного насоса заведены через обратный
клапан 7 в нижние точки замкнутых полостей, из которых осу*
ществляется перекачка топлива в полость ЭЦН. Таким образом
достигается существенное уменьшение невырабатываемых остат-
ков топлива в баках и предотвращение накопления воды в отстое.
Рис. 4.27
Сущность струйного насоса (рис. 4.28) состоит в том, что в ос-
новной поток топлива, имеющий скорость Уо, вводится эжектиру-
ющий поток топлива с большей скоростью Уэ. В результате обме-

1 Вход

п перекачиваемого
топлива

Рис. 4.28

У

на количеством движения между ними в смесительном трубопро-
воде давление на выходе из струйного насоса повышается. Урав-
нение импульсов имеет вид

Оэ 14+<Л>Ц>— (Оэ-У О0)Ус = Рс[ра—рэ),	(4.20)

где О3— расход эжектирующего топлива; Со —расход основ-
ного топлива; —скорость в смесительном трубопроводе;
Рс—площадь узкого сечения диффузора в смесительном трубо-
проводе; р а — давление на выходе из насоса; рэ — давление в
плоскости выхода из сопла:

Рэ Рк Рэ Ид/2,

Рк—давление в камере эжектора; рэ— плотность эжектируемого
топлива.

После подстановки в формулу (4.20) значений скоростей, вы-
раженных через расходы и площади сечений, и введения безраз-
мерных коэффициентов т =	д = О0/Оэ, и параметра

— Рэ ^э/2, где Рэ — площадь сопла на выходе; рэ — плотность
эжектирующего топлива, получают выражение перепада давления
на струйном насосе без учета расширения на выходе:

△рСН

т

(1+?)2р,] , Идг(т— 2)р,

— - ™ - — - - - —пм —• | 	• ‘ ' ~ -   > п

/про /п(/п — 1 )2Ро

(4.21)

к

Выражение (4.21)

справедливо для положения сопла

где /э-с-—расстояние среза сопла от входа в смесительный тру-
бопровод; с13—диаметр сопла.

Зависимость КПД струйного насоса т)сн от соотношения рас-
ходов эжектируемого и эжектирующего топлива д и соотношения
площадей смесительного трубопровода и сопла т показана на
рис. 4.29, где кривая 1 соот-
ветствует значению т = 6,75,
кривая 2—т = 9,8, кривая 3—
—/п = 20,	кривая 4—т — 30.

Максимально возможный КПД
струйного насоса составляет
25—27%, что достигается при
дор< =2,25 и тор, =7,75. Оп-
тимальный режим работы
струйного насоса может быть
реализован при фиксирован-
ном значении коэффициента
смешения д, что возможно при
использовании струйного насо-
са в системах перекачки топ-

лива. Получить высокие значения КПД для струйного насоса пер-
вой ступени подкачки, для которых характерны переменные зна-
чения коэффициента смешения, можно только с помощью специ-
альных устройств регулирования соотношения площадей сечения
смесительного трубопровода и сопла.

4.7.2.	Управляющие, запорные устройства, арматура

В топливных системах централизованной и автономной подачи
топлива осуществляется его перекачка из основных групп баков
в расходные баки (отсеки). Перекачка топлива осуществляется
с помощью ЭЦН или струйного насоса. В том и другом случае
необходимо обеспечить надежное автоматическое управление про-
цессом перекачки, заключающееся в поддержании в расходном
баке заданного уровня топлива и в предотвращении как опорож-
нения, так и переполнения баков.
С этой целью перекачка топлива в расходный бак осуществля-
ется через порционер, оборудованный уровнемером и связанным
с ним запорным устройством. На рис. 4.30 показана конструкция
порционера, установленного в системе перекачки топлива в рас-
ходный бак самолета Ту-154. В конструкцию порционера входят
четыре гидравлических диафрагменных клапана 2, к которым под-
ведены магистрали перекачки. Под действием давления, создава-
емого насосами перекачки, клапан 2 открывается, преодолевая
при этом усилие пружины 1, и топливо через патрубки 3 поступа-
ет в расходный бак. С подъемом уровня топлива в баке поочеред-
но закрываются нижний (тарельчатый) 6 и верхний (игольчатый)
5 поплавковые клапаны. После закрытия верхнего клапана задиа-
фрагменные полости (рис. 4.30) гидравлических перекрывных
клапанов 2 разобщаются с полостью бака. При этом давление в
полостях через сверление в клапанах уравнивается с давлени-
ем топлива в магистрали перекачки на входе в порционер и кла-
паны под действием пружины 1 закрываются. Поступление топ-
лива в расходный бак прекращается.

По мере выработки топлива уровень его в баке понижается.
Однако зависание верхнего поплавка 8 не приводит к открытию

Рис. 4.30 (см. также с. 335)
угольчатого клапана 5, удерживаемого в закрытом положении
давлением топлива в канале Рг, сообщающемся с полостями пе-
рекрывных клапанов В\. После понижения уровня топлива до за-
висания нижнего поплавка 7 тарельчатый клапан 6 открывается,
соединенные между собой полости Т>2——Т>3 сообщаются с по-
лостью бака, давление в них падает, перекрывные гидравлические
клапаны 2 под действием давления перекачки открываются и уро-
вень топлива в баке повышается. При этом закрытие нижнего по-
плавкового клапана не приводит к прекращению перекачки, так
как верхний поплавковый клапан 5 остается открытым. Только
после всплывания поплавка 8 и закрытия клапана 5 давление в
полостях 1)1 нарастает и перекрывные клапаны 2 закрываются,
перекачка топлива в расходный бак прекращается. Таким образом

Рис. 4.30. Окончание
уровень топлива в расходном баке постоянно поддерживается
в пределах уровней верхнего и нижнего поплавков, разность меж-
ду которыми составляет около 0,15 м3 топлива.

Для предотвращения опорожнения расходного бака из-за за-
клинивания поплавковых клапанов в закрытом положении преду-,
смотрено принудительное стравливание давления из полостей
посредством электромагнитного клапана 4. При этом бортинже-
нер вручную поддерживает необходимое количество топлива в
расходном баке, следя за показаниями соответствующего указа-
теля топливомера и поочередно включая и выключая электромаг-
нитный клапан 4.

Эксплуатационная надежность топливных систем ВС в боль-
шой мере зависит от надежности срабатывания электродистанци-
онных топливных кранов — пожарных, кранов перекрестного пи-
тания, резервной перекачки и др- Топливные краны отличаются
высокой эксплуатационной надежностью. Практически отказы
кранов наблюдаются лишь в результате нарушения электропита-
ния, поэтому резервирование работоспособности этих элементов
топливной системы достигается обеспечением возможности пере-
ключения их на дублирующий или резервный источники электро-
питания.

Перекрывные краны топливных систем ВС являются унифици-
рованными агрегатами. На рис. 4.31 показан пожарный кран в
сборе с топливной арматурой магистрали питания двигателя. Кран
состоит из корпуса 4, в котором установлена заслонка, приводи-
мая в действие электромеханизмом 5, оборудованным КВ сигна-
лизации открытого и закрытого положения крана. На корпусе-
крана имеются переходные патрубки, к которым посредством разъ-
емов 3, 6 подсоединена трубопроводная магистраль, вывод ко-
торой из топливного бака осуществлен с помощью фитинга 2, гер-
метично закрепленного на фланце 1 стенки бака.

На рис. 4.32 показано унифицированное соединение топливных
трубопроводов. Для такого соединения трубопроводы должны
иметь наконечники 1, 9 с проточкой под уплотнительные кольца
4, 6. Уплотнение происходит по внутренней поверхности распор-
ной втулки 5, фиксируемой гайками 3, 7 и разрезными кольцами
2, 8. Такая конструкция обеспечивает герметичность соединения
при некоторой несоосности соединительных труб, неизбежной
при монтаже.

Рис. 4.32

На самолетах с задним расположением двигателей возникает
необходимость прокладки топливных магистралей через герметич-
ную часть фюзеляжа. Причем трубопроводы находятся в трудно-
доступных для осмотра зонах. В случае нарушения герметичности,
соединений топливных магистралей и течи топлива возникает опас-
ность пожара или взрыва вследствие накопления топливных паров;
в технических отсеках, изобилующих электрооборудованием не-
взрывобезопасного исполнения. В связи с этим на таких участках
соединения топливных магистралей имеют дополнительную гер-
метизацию, как это показано на рис. 4.33. Обычное унифициро-
ванное соединение трубопроводов 6 заключено в кожух 4,5, име-
Рис. 4.33

ющий фланцевый герметичный разъем и герметизированный на
наконечниках труб 3, 7 посредством уплотнительных колец 2, 8.
Для ограничения осевого перемещения кожуха на наконечниках
3, 7 установлены стопорные кольца Л 9. Герметизирующий кожух
имеет дренажный штуцер 10, от которого выведена сливная (сиг-
нальная) трубка за борт, что позволяет контролировать состоя-
ние соединений топливных трубопроводов в гермокабине.

4.8.	Система заправки, слива топлива и дренажа баков

Для обеспечения эксплуатационной технологичности топливной
системы на ВС предусматривается система ЦЗ топливом, сред-
ства слива отстоя с целью контроля отсутствия воды и загрязне-
ний в топливных баках. ВС с большим количеством заправляемо-
го на полет топлива оборудуются системой аварийного слива для
уменьшения полетной массы в случае необходимости экстренной
посадки.

4.8.1.	Система заправки топливных баков

Заправка топливных баков современных ВС производится че-
рез централизованную систему заправки. При необходимости воз-
можна заправка или дозаправка через верхние заливные горло-
вины в каждом баке (группе баков). Открытая заправка топли-
вом через заливные горловины имеет ряд недостатков:

—	большую продолжительность заправки, обусловленную ма-
лой скоростью течения топлива и дополнительным временем на
подготовительные операции (открытие и закрытие пробок залив-
ных горловин, перемещение раздаточного шланга, включение и
своевременное выключение насоса топливозаправщика);

—	необходимость в стремянках, длинных шлангах для разме-
щения обслуживающего персонала на крыле у заливных горло-
вин, повреждение лакокрасочных покрытий из-за перемещения по
крылу обслуживающего персонала и заправочных шлангов;

—	возможность попадания в баки влаги и пыли, повышенная
пожарная опасность.

Недостатки, присущие открытой заправке, устраняются приме-
нением ЦЗ (закрытой), при которой обеспечивается одновремен-
ная подача топлива в баки в зависимости от заданной програм-
мы заправки одним или несколькими топливозаправщиками (ТЗ)
через бортовые штуцеры, чем достигается большая скорость за-
правки. Подача топлива при закрытой заправке может достигать
1500 л/мин при давлении до 0,45 МПа. Бортовые заправочные
штуцеры и наконечники раздаточных шлангов ТЗ выполняются
по размерам, предусмотренным международным стандартом. Для
удобства обслуживания и уменьшения потребной длины раздаточ-
ных шлангов бортовые заправочные штуцеры располагаются в
нижней доступной части ВС — в носке центроплана крыла, в об-
текателях и гондолах шасси. Такой вид заправки называют за-
правкой снизу. Применение ЦЗ существенно снижает трудоем-
кость и сокращает время оперативного технического обслужива-
ния. Так, время полной заправки топливом баков самолета Ту-154
при указанной располагаемой производительности ТЗ составляет
не более 15 мин, самолета Ил-86 — не более 20 мин.

Однако большие скорости и повышенные давления ЦЗ пред-
ставляют серьезную опасность разрушения крыла при переполне-
нии баков-кессонов, что требует конструктивных мер защиты ба-
ков от повышения в них давления при закрытой заправке. К не-
достаткам, связанным с применением ЦЗ, относят увеличение
массы топливной системы, вызванное размещением на ВС маги-
стралей и агрегатов ЦЗ, и незможность полной заправки баков
Вследствие срабатывания клапанов предельного уровня.

Система закрытой заправки топливом может быть осуществле-
на по различным схемам. На некоторых ВС агрегаты системы
ЦЗ — бортовые штуцеры, щиток управления, краны заправки —
сосредоточены в одном узле, от которого проложены заправочные
магистрали к каждому из баков (группе баков), что позволяет
получить нужную скорость заправки при умеренных диаметрах
трубопроводов заправки.

Более предпочтительной является система ЦЗ, реализованная
на самолете Ил-86, схема которой показана на рис. 4.34. Четыре
бортовых штуцера Ш31. Ш32, ШЗЗ, Щ34, установленные в удоб-
ном для доступа месте (в нише шасси), подсоединены попарно
через главные краны заправки ГК31, ГК32 к общему заправоч-
ному коллектору, проложенному вдоль заднего лонжерона крыла.
От общего заправочного коллектора ответвляются линии ЦЗ в
каждый из баков. Так, в бак 4 из общего коллектора топливо по-
ступает через электродистанционный кран К31 и гидравлический
клапан КГ1, связанный с трубопроводом командного давления с
поплавковым клапаном КПШ.

Аналогичные агрегаты предусмотрены в ветвях заправки баков
4А, 3, 5, 2, 1, 1А. Главные краны заправки ГК31, ГК32 предназ-
начены для автоматического прекращения заправки по сигналу
датчика предельно допустимого давления в системе ЦЗ, принима-
емого равным 0,45 мПа. Краны заправки К31, К32, КЗЗ, К34 слу-
жат для дистанционного управления заправкой и прекращения
подачи топлива в бак по сигналу соответствующего датчика топ-
ливомера при заполнении бака. Гидравлические клапаны ГКК
ГК2, ГКЗ, ГК4, ГК5 являются резервными агрегатами прекраще-
ния подачи топлива в бак при его полной заправке. Они работа-
ют совместно с поплавковыми клапанами КПП1, КПП2, КППЗ^
КПП4, КПП5, которые при переполнении бака перекрывают ка-
нал командного давления, в результате чего происходит уравни-
вание давления над и под поршнем гидравлического клапана и
под действием усилия пружины происходит его закрытие
(рис. 4.35).	и

Управление заправкой топливом осуществляется со специаль-
ного щитка, установленного рядом с бортовыми штуцерами за-
правки. На рис 4.36 показан щиток управления заправкой топли-
вом баков самолета Ил-86. На щитке установлены стрелочные
указатели количества топлива в симметричных баках 1А и 4А, I
и 4, 2 и 3 и в дополнительном баке 5,; двухпозиционные переклю-
чатели кранов заправки указанных баков и лампы сигнализации
положения кранов заправки (зеленая — кран открыт, желтая —
закрыт). Кроме того, на щитке установлены переключатели глав-
ных кранов заправки и лампочки сигнализации их положения, а
также выключатели питания и освещения.

Составной частью автоматической системы управления топли-
вом и его измерения наряду с автоматом расхода топлива являет-

Рис. 4.35

ся автомат заправки, который обеспечивает возможность заправ-
ки необходимым количеством топлива и заданного распределение
его между баками. При заправке самолета на щитке управления
топливной системой на пульте бортинженера производится пере-
ключение системы управления топливом и его измерения на ре-
жим автоматической заправки.

После включения освещения и питания на щитке заправки за-
дается заправляемое количество топлива посредством задатчиков-
стрелочных указателей топливомера. При подсоединенных рукавах
к бортовым штуцерам заправки и работающих насосах ТЗ пере-
ключатели главных и соответствующих баковых кранов заправки
устанавливаются в положение ОТКРЫТО, при этом загораются*
зеленые сигнальные лампы открытых кранов и начинается заправ-
ка. Заправка заканчивается автоматически по достижении задай-

ного количества топлива в баках путем закрытия соответствую-
щих кранов заправки по сигналам датчиков топливомера, о чем
свидетельствует световая сигнализация: гаснут зеленые и загора-
ются желтые лампы кранов заправки. По окончании заправки
главные краны заправки закрываются вручную и все переключа-
тели кранов заправки переводятся в положение ЗАКРЫТО, после
чего питание и освещение щитка заправки выключаются.

В схемах системы ЦЗ, в которых электродистанционный и гид-
равлический клапаны объединены в одном агрегате, называемом
краном заправки, поплавковые клапаны ограничения максималь-
ной заправки баков не применяются, а резервирование прекраще-
ния заправки при переполнении бака обеспечивается дополнитель-
ными электрическими сигналами датчиков топливомера. Такая
конструкция крана заправки показана на рис. 4.35.

Основными элементами крана является корпус 2, поршень 3,
пружина поршня 4, пружина клапана 5, клапан 6, электромагнит
1. Кран открывается давлением заправки при включенном элект-
ромагните. При этом подпружиненный клапан 6 под действием
толкателя электромагнита 1 перемещается вниз и сообщает внут-
реннюю полость крана с полостью бака, вследствие чего на порш-
не 3 возникает перепад давления, под действием которого он пе-
ремещается вверх, открывая поступление топлива в бак. При за-
крытии крана электромагнит 1 выключается, клапан 6 закрыва-
ется, разобщая внутреннюю полость крана с баком, в результате
чего давление над поршнем уравнивается с давлением заправки
через калиброванное сверление в донышке поршня и пружина 4
перемещает его до упора вниз, поступление топлива в бак пре-
кращается.

На самолетах с системой ЦЗ, в которой ограничение предель-
ного заполнения топливных баков обеспечивается электродистан-
ционными кранами по сигналам топливомера, предусматриваются
механические резервные устройства, предотвращающие недопу-
стимое повышение давления в баке при его переполнении в про-
цессе заправки под давлением.

На рис. 4.37 показана конструкция клапана слива перелитого
топлива на самолете Ту-154, представляющего собой трубу 6, ус-
тановленную герметично на нижней панели бака-кессона. Сверху
труба 6 закрыта клапаном 1, закрепленным на муфте 2 и связан-
ным посредством тяги 5 и рычажной системы с нижним клапа-
ном 3. Внутренняя полость муфты 2 сообщается трубопроводом
командного давления с коллектором ЦЗ. При заправке под дейст-
вием давления топлива муфта 2 перемещается вверх и открывает
верхний клапан 1, а через тягу 5, преодолевая усилие пружины 4,

открывает клапан 3, обеспечивая возможность свободного слива
топлива, если его уровень в баке превысит верхний торец сливной
трубы 6. При прекращении заправки под действием усилия пру-
жины 4 верхний и нижний клапаны закрываются. По открытию
нижних клапанов визуально контролируют исправность этих пре-
дохранительных устройств.

На рис. 4.38 показана конструкция унифицированного борто-
вого заправочного штуцера, основными элементами которого яв-
ляются корпус 7, крышка 6, клапан 5, пружина 3, защитный ко-

Рис. 4.38

за-

жух 4, переходный фланец 2, патрубок коллектора 1. При
правке крышка 6 снимается и присоединяется наконечник разда-
точного рукава ТЗ. При работающем нагнетателе ТЗ клапан
открывается и топливо поступает в систему. Защитный кожух 2

предохраняет другое самолетное оборудование от попадания топ-
лива при неправильных действиях оператора.
Для обеспечения оперативного контроля за количеством топ-
лива в баках при обесточенном самолете используют механичес-
кие указатели уровня топлива в баке. На рис. 4.39 показана кон-
струкция предназначенной для этих целей магнитной линейки,
состоящей из полого стержня 1, на который свободно посажен по-

Рис. 4.39

плавок 7 с запрессованными магнитными вкладышами 6. Внутри
стержня свободно перемещается линейка 4 со стальным магнит-
ным наконечником 5. Линейка в убранном положении фиксирует-
ся защелкой 3, вмонтированной во фланец 2. Линейка имеет шка-
лу, отградуированную на количество топлива в баке в зависимо-
сти от уровня поплавка, находящегося на поверхности топлива.

Рассмотренная система ЦЗ, схема которой показана на
рис. 4.34, имеет ряд достоинств, наиболее важным из которых
является наличие общего для всех баков коллектора, который
используется для аварийного слива топлива из баков, а также
может служить магистралью межбаковой перекачки топлива.

4.8.2.	Система аварийного слива топлива

В летной эксплуатации ВС с большим запасом топлива на
борту возможны такие ситуации, при которых возникает необхо-
димость экстренного уменьшения полетной массы самолета для
успешного завершения полета. Предпосылками к такой ситуации
могут быть повреждения средств механизации крыла, отказы в
системах управления рулями, закрылками, шасси, пожар в сило-
вых установках и т. д. В связи с этим на средних и дальних маги-
стральных самолетах предусматривается система аварийного сли-
ва топлива в полете.

На рис. 4.34 показана схема системы аварийного слива, имею-
щая общий коллектор с системой ЦЗ. Для обеспечения аварийно-
го слива из основных баков питания двигателей в этих баках уста-
новлены насосы аварийного слива НАС1, НАС2, которые при-
соединены к общему коллектору через краны слива КС2 и КСЗ.
Из баков 4А, 1А топливо уходит самотеком в баки 4, 1 при
открытии крана КС1.

Насосы аварийного слива в баках 3, 4 установлены вне пред-
расходного отсека. После аварийного слива в баках остается на
каждый двигатель такое количество топлива, какое вмещает пред-
расходный и расходный отсеки. На самолете Ил-86 после полного
слива в баках 1,2, 3, 4 остается примерно по 4000—4500 кг топли-
ва. Из дополнительного бака 5 топливо сливается полностью по-
средством электроприводных и струйных насосов системы перекач-
ки топлива. По концам общего коллектора установлены главные
краны аварийного слива КАС1, через которые осуществляется
сброс сливаемого топлива в атмосферу. Система аварийного сли-
ва и система ЦЗ, построенные на общем коллекторе, разделены
между собой обратными клапанами КО2, КОЗ, КО4, КО5, КО6,
КО7, а также кранами КС, КЗ.

Слив топлива в полете производится из всех симметричных ба-
ков одновременно. Автономный слив топлива разрешается только
из дополнительного бака. Производительность такой системы ава-
рийного слива составляет 2000 л/мин.

4.8.3.	Слив отстоя из топливных баков

Слив отстоя топлива является важной мерой обеспечения бе-
зопасности полетов. В соответствии с действующими регламента-
ми технического обслуживания ВС перед заправкой топлива в ба-
ки самолета, после заправки и повторно после стоянки с заправ-
ленными баками более 5 ч из каждого бака сливается отстой топ-
лива и производится визуальный контроль его чистоты. Работа
по сливу отстоя считается выполненной, а заправленное в баки
топливо пригодным к применению, если в нем не содержится ви-
димых глазом механических примесей, воды и кристаллов льда.
Помимо проверки чистоты топлива слив отстоя производится с
целью удаления из топливной системы ВС загрязнений и воды.
Для этого в каждом баке и в магистрали питания предусматрива-
ются сливные точки — клапаны и краны слива. Наиболее распро-
страненными являются клапаны слива отстоя нажимного типа
(рис. 4.40). В конструкцию клапана входит корпус 3, установлен-
ный герметично на нижней панели бака-кессона в нижней точке,
собственно клапан 2 и пружина 1.

Технические характеристики сливных клапанов приведены в>
табл. 4.12.

Рис. 4.40

Таблица 4.12

Технические характеристики клапанов

Самолет

У сил не
открытия, Н

Площадь
проходного
сечения, см2

Диаметр, мм

Ход, мм

ЙЛ-62М

Ту-154 Б
Ан-24

84,4

197,6

144,3

12

42

36

13,7

7

12
Экспериментальное исследование действенности клапанов сли-
ва по удалению из топливных баков отстойной воды показало
низкую эффективность слива отстоя топлива как средства под-
держания чистоты топливных баков. Вследствие наличия продоль-
ного и поперечного набора кессонов, адгезии загрязнений к по-
верхности бака установка клапанов слива отстоя в нижних точ-
ках баков не дает ожидаемого эффекта и не исключает накопле-
ния загрязнений в баках несмотря на систематическое выполнение
процедуры слива остоя. Клапаны слива отстоя имеют зону захва-
та загрязнений, радиус которой в зависимости от конструкции
клапана и вида загрязнения достигает 50—65 мм. При сливе от-
стоя механические загрязнения и свободная вода удаляются толь-
ко из этой небольшой зоны, т. е. практически вся поверхность
нижних панелей кессонов-баков удерживает загрязнения, которые
постепенно накапливаются. При сливе отстоя в зоне клапана фор-
мируется поток, обеспечивающий отбор топлива не с придонных,
а с более высоких средних слоев. Таким образом, слив отстоя
топлива из самолетных баков с помощью сливных клапанов име-
ет смысл лишь как мера контроля кондиционности заправленного
топлива. Оптимальным с точки зрения информативности для ана-
лиза качества является слив первых 200 мл топлива, поэтому объ-
ем контрольного слива топлива более 200 мл из одной точки не-
эффективен.

4.8.4.	Дренаж топливных баков

Система дренажа топливных баков поддерживает в надтоп-
ливном пространстве баков давления в пределах, обеспечиваю-
щих надежное питание двигателей топливом, заправку и слив. При
выработке топлива бак заполняется воздухом или нейтральным
газом. Если этого не происходит, то затрудняется выработка и в
баках образуется разрежение, что может привести к деформаци-
ям и разрушению топливных баков. При заправке баков необхо-
димо обеспечить возможность вытеснения из бака воздуха без су-
щественного нарастания давления в баке. Системы дренажа бы-
вают открытыми, закрытыми и комбинированными. На ВС глав-
ным образом применяется открытый дренаж.

Открытая система дренажа топливных баков выполняется так,
что баки сообщаются с атмосферой через специальные воздухоза-
борники. Установка заборников против потока или под углом ф
между срезом заборного патрубка и набегающим потоком обес-
печивает наддув баков и создает в их надтопливном простран-
стве некоторое избыточное давление:

Д/2б = ^дв,
где к,? — коэффициент использования скоростного напора, завися-
щий от угла скоса входного патрубка дренажного заборника:

ке — 1,5 (90е—Ф°) тбп ; Яв— скоростной напор набегающего потока
1 оО

при скорости полета

2

вс

Минимальное давление в системе дренажа топливных баков
обеспечивается установкой противовакуумных клапанов, которые
при обмерзании заборника и образовании в баках разрежения
2—5 кПа открывают доступ воздуха в систему.

На ВС с большим числом баков дренаж осуществляется путем
индивидуального или коллекторного сообщения баков с атмосфе-
рой. Индивидуальное сообщение баков с атмосферой по сравне-
нию с коллекторным отличается меньшей длиной трубопроводов,
но не позволяет получить одинаковое давление во всех баках.
При коллекторном сообщении баков с атмосферой протяженность
дренажных магистралей больше, чем при индивидуальном, но
при этом достигается равномерное давление в баках. Для обеспе-
чения дренажа заполненного бака и предотвращения выброса
топлива срез дренажного трубопровода или поплавковый клапан
дренажа помещают в верхней точке бака. Для предотвращения
выброса топлива через дренаж при эволюциях самолета применя-
ют петлеобразные участки трубопроводов. Для освобождения дре-
нажных магистралей от попадающего в них топлива используют
дренажные баки или отсеки, при переполнении которых топливо
из них перекачивается или перетекает самотеком в топливные ба-
ки. Для большей надежности дренажные выходы в баки
дублируют: один размещают в корневой части бака, другой —
в концевой (чаще по диагонали). Таким образом при эволюциях
самолета обеспечивается непрерывное сообщение надтопливного
пространства баков с заборником дренажа.

На рис. 4.41 показана схема системы дренажа самолета Ил-86,
в которой дренажные трубопроводы баков полукрыла заведены
в дренажный бак 6, к которому подсоединен воздухозабор-
ник 4, состоящий из заборного патрубка и клапанного
коллектора, с двумя предохранительными 3 и четырьмя ва-
куумными клапанами 5. Клапаны служат для сообщения баков с
атмосферой, когда выработка топлива будет происходить при за-
глушенном или обмерзшем заборнике дренажа. Основной дренаж
баков осуществляется через трубопроводы 2, заведенные из дре-
нажного бака в верхние точки топливных баков. Дополнительный
дренаж обеспечивается через поплавковые клапаны 1, установ-
Рис. 4.41

ленные в магистралях дренажа. Топливо, попадающее в дренаж-
ный бак, переливается в бак 4А самотеком по специальному пе-
реливному трубопроводу 7. При крене самолета топливные баки,
расположенные в опущенном крыле, дренажируются через основ-
ной дренаж, а баки в поднятом крыле — через дополнительный
(через обратные клапаны). В случае обмерзания воздухозаборни-
ка при достижении отрицательного перепада давления в баках
0,002 МПа открываются вакуумные клапаны. Если закупорка за-
борника дренажа произойдет в наборе высоты, то возникающее
при этом избыточное давление в баках более 0,02 МПа вызовет
открытие предохранительных клапанов.

Надежности дренажа топливных баков ВС уделяется большое
внимание, так как закупорка дренажных магистралей является у
предпосылкой к повреждению конструкции крыла или прекраще-
нию подачи топлива в двигатели. Наиболее вероятной причиной
нарушения дренажа топливных баков является обледенение дре-
нажных заборников илц замерзание конденсата в дренажных тру-
бопроводах, образование которого обусловлено интенсивным вы-
делением водяных паров из топлива при наборе высоты.

Литература: [1]. [31]-[33].

11 '.К	'	'’А; м Г'Л

Методические указания

При изучении топливных систем рекомендуется акцентировать
внимание на требованиях ЕНЛГС, направленных на обеспечение
надежного питания двигателей топливом в ожидаемых условиях ,
эксплуатации. В результате изучения следует четко представлять
принципы построения топливных систем ВС, знать назначение,
конструкцию, работу и основные параметры топливных агрега-
тов, уметь определять потребные параметры подкачивающих и пе-
рекачивающих насосов, топливопроводов, оценивать высотность
топливной системы, исходя из заданных характеристик силовых
установок ВС.

Особое внимание необходимо обратить на методы и средства
обеспечения отказобезопасности топливных систем ВС, их конт-
ролепригодности, эксплуатационной технологичности, пожаробе-
зопасности.

Вопросы для самопроверки
• »

1.	Назовите сорта топлив, применяемых для питания ГТД, укажите их
плотность, температуру начала кристаллизации.

2.	Назовите противообледенительные жидкости, добавляемые в авиацион-
ные топлива, укажите, в каких количествах и в каких условиях вводятся в
топливо ПВКЖ-

3.	Поясните принципиальную разницу между автономной и централизован-
ной подачей топлива в двигатели ВС.

4.	Чем определяется высотность топливной системы при работающих ЭЦН?-

5.	Приведите формулу для расчета гидростатических и инерционных потерь
давления топлива, укажите условия, при которых эти потери будут наибольши-
ми в полете самолетов Ту-154 и Ил-86.

6.	Изобразите напорную характеристику подкачивающего топливного ЭЦН.

7.	Поясните конструкцию и работу ЭЦН, порционера, заправочного крана,
клапана перелива.

8.	Какие способы предохранения топливных баков от разрушения при пере-
полнении в процессе заправки вы знаете?

9.	Каков порядок заправки топливом самолета Ил 86?

10.	Какова методика расчета гидравлических потерь последовательно и па-
раллельно соединенных топливных магистралей?

11.	Поясните назначение и основные принципы построения системы дренажа
топливных баков.

12.	Какие меры борьбы с вредным воздействием воды в топливной системе
ВС вы знаете?
Глава 5. ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ СИСТЕМЫ
И ОБОРУДОВАНИЕ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Значительная часть аварий и катастроф пассажирских самоле-
тов и вертолетов происходит из-за пожаров и взрывов, в резуль-
тате которых гибнут люди и громадные материальные ценности.

Для оценки конструктивного совершенства транспортного
средства с точки зрения безопасности полетов пассажирских са-
молетов используют коэффициент выживаемости при катастрофах
/Свыж как отношение выживших членов экипажа и пассажиров
при катастрофе ВС к общему числу людей, находившихся на бор-
ту. Для самолетов с поршневыми двигателями /С8ыж==13%, для
самолетов с ТВД КВЬ1Ж = 25 %, для самолетов с турбореактивными
двигателями 7ССыж =31 °/о •

Для увеличения коэффициента выживаемости уменьшают эво-
лютивную скорость самолета и скорость срыва самолета, повыша-
ют живучесть управления и улучшают управляемость при заходе
на посадку, предусматривают защиту систем от взрыва при ударе
о землю, противопожарную защиту основных систем и средства
борьбы с огнем, применяют негорючие материалы с малым дым-
лением при воздействии на них огня, исключают из конструкции
кресел, кабины и салонов материалы, выделяющие при горении
отравляющие вещества, обеспечивают эвакуацию пассажиров и
экипажа за нормируемое время 90 с при аварийных посадках
самолета с деформацией конструкции, в том числе и при посад-
ках на воду.

Процесс развития пожара, его интенсивность и масштаб выз-
ванных им разрушений, а также эффективность мер по его лик-
видации зависят от причин, вызвавших пожар, особенностей кон-
струкции ВС, режима полета, концентрации горючего материала
в очаге пожара. Пожары на ВС характеризуются кратковремен-
ностью, невозможностью прямого вмешательства, если пожар воз-
ник в силовой установке (СУ) или в другом недоступном месте,
необходимостью принятия экстренных мер, так как продолжитель-
ность пожара до разрушения конструкции составляет обычно не
более 1—5 мин. Безопасность полетов пассажирских самолетов и
вертолетов в значительной степени зависит от эффективности ме-
тодов и надежности систем, применяемых для защиты от пожаров
и взрывов.

Для возникновения пожара или взрыва необходимы горючие
жидкости, окислитель и источник инициирования пожара и взры-
ва. На современных самолетах и вертолетах имеются десятки тонн
топлива, в каждом кубометре которого растворено при нормаль-
ных условиях до 150 л воздуха. Через дренажные системы в по-
лете всегда подается воздух, поэтому почти всегда в надтоплив-
ном пространстве возникает взрывоопасная топливно-воздушная
смесь, для инициирования взрыва которой необходим источник
воспламенения весьма малой мощности. Наряду с этим на ВС на-
ходятся топливные, гидравлические и масляные системы, имею-
щие большую протяженность и многочисленные механические со-
единения. При разрушении трубопроводов или нарушении гер-
метичности соединений этих систем появляются течи топлива,
масла, гидросмеси.

Топлива, масла и специальные жидкости являются огнеопас-
ными жидкостями. Степень их огнеопасности характеризуется
температурой вспышки и самовоспламенения паров, концентра-
ционными и температурными пределами взрываемости (воспла-
менения), а также склонностью к самовозгоранию.

Жидкости, которые способны окисляться и самовоспламенять-
ся на воздухе при обычных температурах, называются самовоз-
горающимися.

По степени пожаро- и взрывобезопасности все нефтепродукты
делятся на\ четыре класса:

I — бензин, сернистый керосин и другие продукты, температу-
ра вспышки которых составляет не более 28°С;

II — бензин-растворитель (уайт-спирит), дизельное топливо
ДА, керосин и другие жидкости, температура вспышки которых
равна 28—45°С;

III--дизельное топливо ДЛ и ДЗ, мазут и другие нефтепро-
дукты, температура вспышки которых равна 45—120°С;

IV — масла, смазки и другие нефтепродукты, температура
вспышки которых составляет свыше 120°С.

На пожаро- и взрывобезопасность большое влияние оказыва-
ет способность нефтепродукта к накоплению статического элект-
ричества, т. е. способность приобретать электрический заряд при
трении, распылении и ударе о твердую поверхность. Это свойство
нефтепродукта определяется его диэлектрической проницае-
мостью. При прохождении по трубопроводам систем топлива ра-
бочие жидкости заряжаются отрицательно, а металлические тру-
бопроводы, сетки и другие устройства — положительно. Возника-
ющая разность потенциалов может быть источником возникнове-
ния искры и воспламенения или взрыва паров нефтепродукта.

Взрывом называется процесс освобождения большого количе-
ства энергии в ограниченном объеме за короткий промежуток вре-
мени. В результате взрыва вещество, заполняющее объем, в ко-
тором происходит освобождение энергии, превращается в сильно'
нагретый газ с очень высоким давлением. Взрыв в твердой среде
сопровождается ее разрушением.	

Обстоятельства пожаров, сопровождающих авиационные про-
исшествия, различны, однако они имеют общую черту: как только
огонь проникает в самолет и загорается обшивка, температура в
салоне начинает быстро расти и через 30 с салон заполняется гу-
стым черным дымом. Температура горячих газов у потолка сало-
на становится достаточно высокой через короткий промежуток
времени, и пламя за 2—4 мин охватывает весь салон, причем для
этого не требуется воспламенения обшивки на уровне сидений
кресел. При заполнении салона дымом шансы людей на выжива-
ние резко, снижаются. От того, как развернутся события в первые
3—4 мин с начала пожара, зависит число выживших пассажиров.

Для предупреждения возникновения и распространения пожа-
ра на смежные отсеки, обнаружения загорания и его ликвидации
ЕНЛГС предусмотрены:

—	конструктивные меры, предупреждающие возникновение и
распространение пожара;

—	системы и приборы обнаружения перегрева и пожара в по-
жароопасных отсеках;

—	дренажи для исключения скопления горючих жидкостей и
их паров в тех местах на самолете, где возможно их скопление;

—	средства защиты от пожара в кабинах экипажа, пассажи-
ров и багажных отсеках.

Пожароопасными отсеками на самолете являются отсеки дви-
гателей СУ, отсеки ВСУ, отсеки, где размещены энергетические
или обогревательные установки, работающие на топливе.

Кроме этого, пожароопасными отсеками могут являться отсе-
ки, в которых имеется возможность возникновения пожара вслед-
ствие разрушения или повреждения каких-либо элементов конст-
рукции агрегатов или узлов, а также вследствие появления течей
горючих жидкостей при наличии источников воспламенения.

Все отсеки самолета, где постоянно присутствует смесь паров
легковоспламеняющейся жидкости с воздухом или имеются эле-
менты топливной системы, классифицируются по типу взрыво-
опасной среды. За основу определения типа среды принимаются
результаты оценки вероятности появления топлива, его паров в
отсеке за счет утечки или постоянного присутствия топлива в от-
секе согласно указанным в табл. 5.1.

Таблица 5.1

Тип
среды

I

II

III

IV

V

Вероятность утечки Р или характеристика отсека

Постоянное или периодическое присутствие топ-
лива и его паров

Р> 10" 5

10~5> Р >10~7

Р >10~7

Пожароопасные отсеки

Для определения требований к электрооборудованию устанав-
ливают тип среды путем комплексной оценки с учетом эксплуата-
ционных условий в рассматриваемом отсеке (температуры, дав-
ления, работы оборудования) и принятых конструктивных мер
снижения вероятности образования взрывоопасной концентрации
паров топлива (вентиляции, дренажа). Оборудование, устанавли-
ваемое в отсеках со взрывоопасными средами, должно удовлетво-
рять требованиям ЕНЛГС согласно типу среды.

В отсеках, не являющихся пожароопасными, но в которых воз-
можно появление течи горючих жидкостей и образование их вос-
пламеняемых смесей с воздухом, температура элементов конст-
рукции, соприкасающихся с горючими смесями, при нормальных
эксплуатационных условиях не должна достигать температуры
самовоспламенения данной жидкости и ее паров. Максимальная
температура конструктивных элементов в местах соприкосновения
с топливом и его парами не должна превышать 200°С.

Для уменьшения вероятности возникновения пожара при вы-
нужденной посадке с убранными шасси предусматриваются ава-
рийные средства автоматического включения системы пожароту-
шения для подачи огнегасительного вещества в пожароопасные
отсеки.

Эти устройства не должны оказывать неблагоприятного влия-
ния на работу системы пожаротушения после их разрушения при
аварийной посадке.

Для предотвращения возникновения и распространения пожа-
ра на самолете в зависимости от степени пожарной опасности его
отдельных отсеков должны применяться огненепроницаемые, ог-
нестойкие, трудносгораемые или самозатухающие материалы. От-
секи, где размещаются установки и агрегаты, температуры по-
верхностей которых могут превышать 200°С, обычно имеют вен-
тиляцию и отделяются от других отсеков самолета, где находятся
горючие жидкости, пожарными перегородками и экранами из ста-
лей типа Х18Н10Т или титановых сплавов. В отсеках, где возмож-
на утечка горючих жидкостей, не должны применяться и хранить-
ся впитывающие эти жидкости материалы. Например, настилы
пола в технических отсеках выполняются из металлических риф-
леных листов, а волокнистые теплозвукоизолирующие материа-
лы (ТЗИ), как правиле, отсутствуют.

Для предотвращения взрывов топливных баков, источниками,
которых могут быть статические электроразряды, торцевые стен-
ки баков должны располагаться не ближе 500 мм от законцовки
крыла.

К профилактическим мероприятиям относятся отсекание пода-
чи топлива в аварийный двигатель, отсасывание взрывоопасных
паров из топливных баков, применение огнеупорных и трудно-
сгораемых материалов, негорючих жидкостей в гидросистемах..

При эксплуатации самолетов и вертолетов необходимо соблю-
дать технологию заправки баков топливом, систематически про-
верять системы на герметичность, контролировать состояние-
электрооборудования.

На современных самолетах и вертолетах для обеспечения по-
жарной и взрывной безопасности полетов широко применяют си-
стемы сигнализации появления дыма, начала пожара или взрыва,,
огнетушения и защиты от взрыва или автоматического подавления
взрыва. Этот комплекс устройств и систем называют противопо-
жарной системой, эффективность работы которой зависит от со-
гласованного надежного срабатывания входящих в него систем.

Системы пожарной сигнализации должны быть быстродейству-
ющими. Пожарные сигнализаторы в пожарных отсеках должны
обеспечивать выдачу сигнала о пожаре не более чем через 3 с с'
момента возникновения пожара при огневых испытаниях на на-
турном стенде и за минимальное время сигнализировать экипажу
о прекращении пожара.

Системы сигнализации, устанавливаемые в пожароопасном от-
секе, должны быть надежно испытаны. Выдача ложного сигнала:
является маловероятным событием.	.

Пожарные сигнализаторы и сигнализаторы перегрева в отсе-
ках не должны быть чувствительны к воздействию масла, то'плй-
ва, воды и рабочих жидкостей гидросистем. Сигнализаторы о по-
жаре в перегреве воздуха, устанавливаемые в пожароопасных от-
секах, должны выдерживать в течение 5 мин воздействие пламени
с температурой (1100±50)°С.

Электропроводка пожарной сигнализации, расположенная в
пожароопасных отсеках, выполняется цз огнестойких проводов и
имеет огнестойкую изоляцию. Как правило, сигнализационные
устройства систем рожарной сигнализации располагаются в каби-
не экипажа в виде'специального табло, выдающего общий сигнал
ПОЖАР, или мнемонической' схемы пожароопасных отсеков со
световыми сигнализаторами, указывающими конкретное место воз-
никновения пожара (рис. 5.1, 5.2). Сигнальные устройства долж-
ны быть хорошо видны с рабочих мест экипажа. Световую сигна-
лизацию о пожаре необходимо дублировать звуковой сигнализа-
цией или речевой информацией.

В системах пожарной сигнализации предусматриваются спосо-
бы контроля, обеспечивающие проверку их исправности в соот-
ветствии с требованиями РЛЭ.

Датчик пожарной сигнализации (ДПС), являясь наиболее важ-
ным элементом сигнализации, определяет возможности и характе-
ристики систем в целом.

Системы пожарной сигнализации подразделяются на две груп-
пы: предупреждающие и констатирующие (рис. 5.3). В зависимо-
сти от физической сущности, заложенной в основу действия дат-
чика, системы делят на тепловые, ионизационные, радиационные
и т. д. Тепловые системы реагируют на повышение температуры
стенок конструкции или окружающей среды, ионизационные и ра-
диационные — на наличие пламени в защищаемом отсеке. Кроме
того, ДПС могут быть точечными, линейными и объемными.

Обнаружение пожара производится электрическими теплочув-
ствительными системами типа ССП. Датчики этих систем уста-
новлены на всех пожароопасных местах: в гондолах двигателей,,
внутри двигателей, в отсеках основных опор шасси и в отсеке
ВСУ. Системы имеют световую и звуковую сигнализацию и могут
быть проверены на работоспособность на земле и в полете. Обна-
ружение пожара на самолетах Ил-62, Ту-154 и ряде других осу-
ществляется с помощью систем ССП-2А (рис. 5.4). Каждая си-
стема ССП-2А (всего шесть комплектов на самолете) включает в
себя 18 термоэлектрических датчиков ДПС-1 АГ, исполнительный
блок БИ-2АЮ (БИ-2АУ), имеющий стабилизатор 1, контактор 2
и сигнализацию. Датчики ДПС-1 АГ соединены по три последова-
тельно в группы. Каждая группа связана с исполнительным бло-


1

Главный
выключатель /

Лампы -кнопки

Переключатель
проверки л
датчиков

'I

Переключатели пиы очереди

Лампы дыма в багажниках

А	л-

з

лампы

Переключатели

\п и /// очереди

дыклю у отель
Газоана-
лизаторы

Регистрато-
ры радио-
активности.

Рис. 5.3
ком специальной дублированной проводкой с термостойкой изо-
ляцией. Таким образом, один блок обслуживает шесть групп дат-
чиков. В каждой гондоле двигателя установлено по 18 датчиков
(шесть групп), в отсеках шасси установлено по девять датчиков
(три группы), в отсеках ВСУ и негерметичных багажниках ря-
дом с двигателями — по девять датчиков (три группы).

Каждый датчик ДПС-1 АГ представляет собой батарею из вось-
ми хромель-копелевых термопар, соединенных последовательно.
Термопары имеют инерционные (холодные) и малоинерционные
(горячие) спаи различной массы. При быстром нагреве датчика
возникает разность температур спаев и на выходе датчика появ-
ляется термоэлектродвижущая сила, вызывающая срабатывание
поляризованного реле РПС 3 исполнительного блока. Поляризо-
ванное реле включает исполнительное реле блока 4, которое обес-
печивает подключение бортсети постоянного тока (напряжение
27В) на сигнализацию 5 и автоматическое тушение пожара 6.
Срабатывание исполнительного блока БИ-2АЮ происходит при
нагреве всех трех датчиков какой-либо группы до температуры
150°С со скоростью не менее 2 град/с. При понижении темпера-
туры до 130°С сигнал снимается и система возвращается в исход-
ное положение. При пожаре в гондоле двигателя или в другом
отсеке исполнительный блок включает табло ПОЖАР (табло ми-
гает), красную лампу на панели управления противопожарной
системы и сирену и обеспечивает автоматическое включение пер-
вой очереди пожаротушения.

Для сигнализации пожара на двигателях могут использоваться
электро- и пневмотепловые датчики линейного типа.

В электротепловой системе сигнализации (рис. 5.5,6) внутрен-
ний объем кабеля заполняют полупроводниками — кобальтовым
марганцем СоМп и окисью магния М^О. Внутри кабеля устанав-
ливают стальной электропровод, несущий на себе положительный
заряд. При нормальной температуре датчик является высокоом-
ным изолятором. При местном повышении температуры в любой
части кабеля примерно до 300°С сопротивление снижается, кор-
пус кабеля замыкается с центральным электропроводом, что при-
водит к срабатыванию реле системы. Компоновка датчика на дви-
гателе показана на рис. 5.5,а.

Работа пневмотепловой системы сигнализации основана на
увеличении давления газа при местном повышении температуры
кабеля в корпусе ДПС, представляющем собой капиллярную
трубку, заполненную гелием.

Обе системы отличаются большой достоверностью информа-
ции, надежностью, простотой, длительным сроком службы, но, как
все тепловые системы, обладают инерционностью.
!



Система обнаружения дыма в багажниках предназначена для
сигнализации о наличии дыма в переднем и среднем багажниках,
и состоит из семи датчиков ДС-ЗМ в багажниках. Четыре датчи-
ка ДС-ЗМ установлены в переднем багажнике на шпангоутах 23,
27, 33, 37, три датчика — в среднем багажнике на шпангоутах 51,
57, 61. Контроль за исправным состоянием датчиков осуществля-
ется с помощью семи кнопок с нормально разомкнутыми контак-
тами (КНР) и двух ламп-кнопок КП-5, расположенных на панели
противопожарной системы.

Система питается от главного выключателя ПИТАНИЕ про-
тивопожарной системы. При возникновении дыма в багажниках
загораются табло ПОЖАР у бортинженера и у пилотов и крас-
ная лампа-кнопка соответствующего багажника — у бортинже-
нера.

Система питается постоянным током 27 В через АЗС ГК-5 на
правой панели АЗС.

В датчиках (рис. 5.6) при включении системы загорается лам-
па, которая экраном отгорожена от фоторезистора. При попадании

Регистрирующее
устройство

Рис. 5.6
дыма между экраном и лампой лучи лампы, отражаясь от частиц
дыма, засвечивают фоторезистор, уменьшая его сопротивление, и
ток в цепи фоторезистора возрастает, при этом загораются крас-
ная лампа-кнопка и табло ПОЖАР. При проверке исправности
системы от кнопок КНР в датчике выключается дополнительная
лампа и загорается сигнализация дымоизвещения (при опуска-
нии кнопки — дополнительная лампа и табло гаснут). Красные
лампы-кнопки КП-5 проверяются от кнопки КОНТРОЛЬ ЛАМП

на щитке противопожарной системы.

Противопожарное оборудование самолета включает в себя
стационарную противопожарную систему самолета и двигателей
и ручные переносные огнетушители.

п^'^^Огнетушители стационарной противопожарной системы заря-
жаются огнегасящим составом фреон 114В2 или его аналогами,
а переносные огнетушители — углекислотой, водой, хладоном. Для
< стационарных систем пожаротушения в качестве огнегасительных
веществ применяют хладон 114В3, 13ВЬ 12Вь

Огнегасительные вещества должны обладать высокой эф-
фективностью, должны быть безопасными для обслуживающего
персонала, членов экипажа и пассажиров, некоррозионно-активны-
ми, должны сохранять стабильность свойств при длительном хра-
нении и эксплуатации. Количество огнегасительного вещества в
каждой очереди системы пожаротушения, скорость разрядки ог-
нетушителей и распределение вещества должны обеспечивать соз-
дание необходимой огнегасительной концентрации не более, чем
через 3 с с момента разрядки, й сохранение ее в течение не менее
2 с. Это должно быть подтверждено огневыми испытаниями. Пред-
варительные расчеты необходимого количества огнегасительного
вещества в одной очереди системы пожаротушения выполняют
по формуле	:	’*и

где

с —

т0,в= ск^8ОЗ/ 1/сз) 10-3.

ш0.в — масса огнегасительного вещества в одной очереди, кг
массовая концентрация вещества, мг/л:

п

объемная огнегасительная доля, %; А4* — молярная масса

к—коэффициент запаса, равный соответственно 1,0 при подаче

огнегасительного вещества через распылительный коллектор и
1,4 —при подаче через единичный патрубок; фв0, —расход воз-
духа на охлаждение защищаемого отсека, м3/с; 1~^2 с — продол-
жительность сохранения огнегасительной концентрации; Рсв —
свободный объем защищаемого отсека, м3.	•

В случае применения в системе пожаротушения в качестве ог-
негасительных веществ хладонов 114Вз (СР4Вг2), 13В1 (СРзВг)
и 12В! (СР2С1Вг) расчетные огнегасительные объемные доли
должны соответственно составлять 4,5; 8,7 и 7,5%.	, -

Для расчета потребного количества огнегасительного вещества
нужно принять, что при рн=10 130Па и ^н = +50°С объем, зани-
маемый I кг вещества, будет составлять для хладона 114В2—
102 л, для 13В1 — 175 л, для 12В! — 160 л. ]	< ' х ,

_ ___ • & .*

ПРИМЕР. Определить количество хладона 114В2 для туше-
ния пожара в отсеке В СУ на самолете Ту-154, имеющем объем
1,8 м3. В отсек подается около. 100 кг!ч воздуха из системы кон-
диционирования воздуха для предотвращения замерзания двигате-
ля ТА-6А.

Для хладона 114В2 примем п=4,5%, М*=260 г/моль.

Тогда для тушения пожара на земле при 1„=50°С и рн =
=10 137 Па массовую концентрацию хладона определим по фор-

муле

260-10137

= 6060 мг/л.

Количество огнегасительного вещества хладона 114В2, подава-
емого за 2 с, рассчитаем по уравнению





Усв)10-3.

Коэффициент запаса примем равным 1,0, считая, что огнега-
сящий состав подается через распылительный коллектор. Секунд-
ный расход воздуха в отсеке найдем из выражения

Овоз

___100 

3600-1,225

= 0,0203 м3/с,

тогда

т0,в = 6060 • 1,0 (0,0204 - 2 + 1,8) -10~3 = 11,21 кг.

Обычно в одном баллоне типа ОС-8МФ или УБЦ-8 содержит-
ся около (8,7 ±0,1) кг хладона 114В2. Следовательно, для туше-
ния пожара в отсеке ВСУ требуется 1,45 баллона одной очереди,
т. е. надо разрядить два баллона вместимостью по 8 л каждый.
Огнетушители стационарных систем обычно размещаются в
местах, наиболее защищенных от возможных разрушений или пов-
реждений самолета при возникновении пожара и при аварийной
посадке, например, в переднем или заднем подпольных багажни-
ках— достаточно далеко от СУ. Вместе с тем они должны быть
доступны для осмотра на земле и должны позволять контроли-
ровать наличие в них давления или огнегасительного вещества

(рис. 5.7).

Рис. 5.7

Огнетушители 3 снабжены предохранительными клапанами
или разрывными мембранами для защиты от разрыва при повы-
шении давления в них сверх допустимого по условиям прочности.

Для выпуска огнегасящей смеси за борт при самопроизволь-
ной разрядке предохранительные клапаны соединяются отдельны-
ми трубопроводами. В местах вывода огнегасящей смеси за борт
ВС устанавливается сигнальное очко 1 для сигнализации разряд-
ки через предохранительный клапан.

Разрядные и предохранительные устройства (пиропатроны и
мембрана) огнетушителей не должны самопроизвольно срабаты-
вать от ударных нагрузок и вибраций. Температура воздуха в от-
секе установки огнетушителей должна быть меньше значения,
приводящего к самопроизвольному срабатыванию предохранитель-
ных и разрядных устройств.

Система огнетушения включает в себя шесть или девять огне-
тушителей 3, два блока распределительных клапанов 2, распыли-
тельные коллекторы 4, 5 в защищаемых отсеках (гондолах СУ,
багажниках, отсеке ВСУ) и соединительные трубопроводы. Огне-
тушители срабатывают в три очереди. Обратные клапаны исклю-
чают заполнение пустых баллонов ранее сработавших огнетуши-
телей. Огнегасящий состав поступает под давлением через рас-
пределительные клапаны в распылительные коллекторы и выхо-
дит, распыляясь, через большое число отверстий диаметром
0,8 мм. Образующаяся туманообразная среда изолирует очаг по-
жара от свежих порций кислорода воздуха.

Первая очередь огнетушителей срабатывает автоматически,
вторая и третья очереди включаются вручную с панели управле-
ния противопожарной системой (УПС). При поступлении сигнала
от исполнительного блока БИ-2АУ открывается соответствующий
клапан блока распределительных кранов, обеспечивая поступление
огнегасящего состава из огнетушителей к распылительному кол-
лектору 5 (рис. 5.8). При полном открытии клапана шток элект-
ромагнита воздействует на микровыключатели клапана, которые
включают зеленую сигнальную лампу на панели УПС и удержи-
вают обмотку электромагнита. Открытый кран одновременно обес-
печивает поступление сигнала на пирозатвор головки огнетуши-
теля. После снятия сигнала о пожаре кран (рис. 5.8) удержива-
ется открытым с помощью реле времени в течение 10 с до полно-
го стравливания давления в системе.

Разрядка одной очереди огнетушителей происходит за 6 с, по-
этому, если табло ПОЖАР не гаснет через 6 с после включения,
вручную включают вторую очередь огнетушения, а если необхо-
димо, то и третью.

На некоторых самолетах для тушения пожара в качестве чет-
вертой, резервной, очереди используют огнетушители системы ней-
трального газа. Для этого устанавливают переключатель ней-
трального газа (НГ) на панели УПС в положение В МОТОГОН-
ДОЛЫ, предварительно включив вручную третью очередь для от-
крытия распределительного крана.

Аварийное включение систем огнетушения и НГ обеспечива-
ется двумя механизмами ударного действия, расположенными
внизу фюзеляжа за отсеком передней опоры шасси и перед цент-
ропланом. Концевой выключатель механизма приводится в дейст-
вие нажимным рычагом, закрытым снаружи обтекателем. Рычаг
закреплен предохранительным дюралевым болтом. При посадке
самолета с убранным шасси обтекатель сминается и нажимает на
рычаг механизма, срезая предохранительный болт. Концевой вы-
ключатель замыкает цепь реле включения системы огнетушителя
при посадке с убранным шасси. В этом случае питание с шин ак-
кумуляторов подается на включение распределительных кранов
всех отсеков, двух очередей огнетушителей систем пожаротуше-
ния и НГ, а также подачи НГ в топливные баки. При этом вклю-
чаются все зеленые сигнальные лампы открытия распределитель-
ных кранов. Третья очередь огнетушителей остается в резерве на
случай ложного срабатывания аварийного механизма в полете.

Аварийные механизмы могут быть отключены в случае ложно-
го срабатывания или неисправности. Это позволяет привести си-
368
стемы огнетушения в исходное положение и использовать при не-
обходимости огнетушители третьей очереди.

Фирмой 8АУЕ (Англия) разработана новая система пожароту-
шения, которая может использоваться как для борьбы с высоко-
температурными пожарами, мгновенно охватывающими салон
самолета, так и для нейтрализации дыма и токсичных газов [7]..

В качестве огнегасящего состава в системе используется рас-
пыленная вода, размер и скорость движения капель которой вы-
браны таким образом, чтобы обеспечивать пожаротушение и ней-
трализацию газов с максимальной эффективностью. Применение
воды в распыленном виде позволяет в течение 3—4 мин обхо-
диться незначительным запасом воды на борту самолета (около
180 л). Уменьшение вдвое размера капель приводит к увеличению-
вчетверо площади поверхности орошения по отношению к массе,,
что позволяет более эффективно сбить пламя и уменьшить выде-
ляемую теплоту. Образовавшийся водный туман с низкой скоро-
стью движения частиц воды нейтрализует токсичные газы и дым,
поглощает инфракрасное тепло и смачивает обшивку и вещи'
(предметы), что сдерживает распространение огня. Туман также
позволяет людям выжить.

Система пожаротушения 8АУЕ выполнена следующим обра-
зом. При типовой компоновке салона самолета, имеющего по
шесть кресел в ряд, по всей длине салона устанавливают три
линии труб небольшого диаметра, которые проходят за декора-
тивной обшивкой салона. Распыляющие форсунки располагаются?
через определенные интервалы по всей длине центрального пото-
лочного трубопровода. Вдоль двух других трубопроводов распо-
лагаются высокопроизводительные форсунки. Вода в центральные
распыляющие форсунки поступает из бортовых резервуаров с по-
мощью насосов, работающих на азоте. Эта часть системы являет-
ся бортовой.

Трубопроводы соединены между собой в передней, централь-
ной и хвостовой частях самолета кольцевыми магистралями, к ког
торым подключаются аэродромные пожарные машины через лю-
бой из шести внешних пожарных гидрантов, один из которых,
всегда окажется доступным для автомобиля. Вода из пожарного.»
автомобиля подается с производительностью до 680 л/мин. Эта;
часть системы называется аэродромной.

Если при аварии самолет разрушается, чувствительные селек-
торные клапаны, предусмотренные в системе, обеспечат продол-
жение подачи воды (из бортовой системы или пожарного автомо-
биля) в сохранившиеся секции самолета.

К достоинствам системы относится тот факт, что пожарные;
впервые получают возможность проводить тушение пожара, не
нанося вреда пассажирам и не рискуя собственной жизнью. Кро-
ме того, предусмотрено дополнительное вре^я для эвакуации пас-
сажиров из самолета.

Во всех кабинах и отсеках, где размещаются или могут нахо-
диться пассажиры или члены экипажа, должны обеспечиваться
меры пожарной безопасности.

Конструктивные и отделочные материалы должны быть труд-
носгораемыми или самозатухающими. Применение медленносго-
раемых материалов на ВС ограничено. Материалы, выделяющие
значительные количества токсичных продуктов при действии на
них пламени, не должны использоваться.

Интерьер современного самолета выполняется из трудносгора-
емых декоративных сотовых панелей, состоящих из тонколистовых
стеклотекстолитовых обшивок, полимерного сотового заполнителя
из полиамидной бумаги и декоративно-отделочной поливинилхло-
ридной пленки. Для изготовления конструктивно-отделочных дета-
лей интерьера используют термопластические материалы, орга-
нические стекла и полиамиды, сочетающие негорючесть с высоки-
ми прочностными свойствами. Применение таких материалов обес-
печивает достижение высокой эксплуатационной надежности и сни-
жение массы конструкции интерьера при одновременном удовлет-
ворении современным эстетическим требованиям..

Кабины, в которых разрешено курение, должны быть оборудо-
ваны легкосъемными пепельницами закрывающегося типа из ог-
нестойкого материала. Во всех других отсеках и кабинах, где не
разрешено курение, должны быть надписи или световые табло,
запрещающие курение.

Для хранения ручного багажа и одежды на ВС предусмотре-
ны специальные резервуары, отсеки или стеллажи. Они должны
размещаться так, чтобы была исключена возможность загорания
их содержимого от горящих спичек и папирос.

Ящики для мусора и бумаги выполняют из огнестойких мате-
риалов с самозакрывающимися крышками.

При наддуве или обогреве кабин воздухом от компрессоров
двигателей ВС на случай возникновения пожара в системах обо-
грева предусмотрены устройства, перекрывающие подачу воздуха
от каждого двигателя.

В кабине экипажа или у входа в нее должен крепиться руч-

ной огнетушитель. В пассажирских самолетах количество ручных
огнетушителей и места их расположения определяются для каж-

дого типа ВС в зависимости от размера салона, но в каждом са-
лоне должно .быть не менее одного огнетушителя (рис. 5.9). Вме-
стимость ручных огнетушителей, приводимых в действие одной
3

рукой, 1, 2, 6, 7 должна быть не более 3 л, а приводимых в дейст-
вие двумя руками, 3, 4, 5 — не более 8 л.

Огнетушители, приводимые в действие двумя руками, должны
иметь шланг с насадком для распыления огнегасительного веще-
ства. Огнетушители ОУ-2, ОУ-5 заряжены углекислотой, огнету-
шители ОР-1 и ОР-2-6 — водой и хладоном (рис. 5.10).

Рис. 5.10

Для возникновения взрыва топливных баков достаточными усло-
виями являются взрывоопасные концентрации топливно-воздуш-
ной смеси в надтопливном пространстве баков и источник иници-
ирования взрыва. Для предотвращения взрыва необходимо исклю-
чить появление взрывоопасных концентраций топливно-воздушных
смесей путем введения НГ в топливные баки.
Создание инертной среды в надтопливном пространстве баков
осуществляется с помощью специальных систем НГ, которые под-
разделяются на штатные, т. е. действующие на протяжении всего-
полета, и аварийные, включающиеся в сложных ситуациях, на-
пример, при вынужденной посадке. Система НГ должна обеспе-
чивать заполнение НГ освобождающейся части топливных резер-
вуаров и создания в них взрывобезопасной среды.

В качестве НГ обычно применяют углекислый газ СО2. На
большинстве пассажирских самолетов (Ту-154, Ил-62, Ил-86 и др.)
применяют систему НГ аварийного типа, при этом НГ подается в
баки за 3—10 мин до вынужденной посадки, чтобы топливные ба-
ки не взорвались при посадке с убранными шасси.

На грузовых и транспортных самолетах (Ан-26, Ан-74, Ил-76Т)
применяют штатные системы НГ, в которых углекислота в баки
может подаваться практически сразу после взлета, в режиме на-
бора высоты. Такая система предохраняет топливные баки от
взрыва при поражении пулями и снарядами или попадании в зо-
ну грозовой деятельности. Для повышения безопасности полетов
предусматривается использование углекислого газа и для огнету-
шения при соединении системы НГ с противопожарной. Для этого
условный диаметр пожарного выхода делают значительно больше
диаметра выхода в систему НГ. Углекислый газ, выходя из бал-
лона, расширяется и может превращаться на время в снегообраз-
ную массу. Для гарантированной подачи в топливные баки газо-
образного углекислого газа применяют подогреватели газа. Элек-
троподогреватель газа состоит из трубы с приваренными по кон-
цам штуцерами, на трубу намотана проволочная нагревательная
спираль, изолированная от трубы прокладкой из слюды и обмо-
танная снаружи асбестовым шнуром, стекловатой и стеклотканью.
Сверху подогреватель закрыт металлическим кожухом, предохра-
няющим от механических повреждений. Для полной выработки
углекислоты в штатных системах НГ рекомендуется подогревать
баллоны. Время подогрева баллонов при предполетной подготов-
ке определяют по табл. 5.2.

Таблица 5.2

Температура наруж-
ного воздуха

—50	—40	—30	—20	—10

0

Время подогрева
баллонов, ч

О

Подогрев баллонов может производиться во время подогрева,
запуска и опробования двигателей.
Каждый огнетушитель системы НГ представляет собой сталь-
ной армированный баллон, например, УБЦ-8, вместимостью 8 л,
в горловину которого ввернут затвор (рис. 5.11). В хвостовик
корпуса затвора вставлена сифонная трубка, упирающаяся *в дно
баллона. В трубке имеются четыре ра-

диальных отверстия для прохода угле-
кислоты. Корпус затвора (рис. 5.12) име-
ет центральный канал с двумя выхода-
ми и боковой канал с одним выходом.
Выходы каналов на корпусе затвора за-
канчиваются штуцерами, с помощью ко-
торых баллон может быть подключен в
систему подачи нейтрального газа и в
систему огнетушения в качестве третьей
и четвертой очереди. Кроме того, один
из выходов центрального канала исполь-
зуется в качестве предохранительного
устройства, мембрана которого разруша-
ется при повышении давления углекис-
лоты в баллоне не свыше 18—20 МПа.
Для открытия запорных клапанов систе-
мы НГ или пожаротушения имеются
рычаги ручного включения или пиротех-
нические устройства ПП-3 или ПП-9.

Аварийная система НГ не требует
большого количества углекислого газа и
существенно легче штатной системы НГ,
поэтому такие системы применяют на
пассажирских самолетах (рис. 5.13).

В состав системы входят баллоны с
углекислотой 2, 3, 4, трубопроводы 1, 8,
заканчивающиеся распылительными кол-
лекторами в баках центроплана 5, 6,
электромагнитные клапаны 7, 10, реле
давления 9 и другие агрегаты.

I

Рис. 5.11

Согласно требованию РЛЭ систему необходимо включить не
ранее, чем за 10 мин и не позже, чем за 3 мин до предполагаемой
посадки. При установке переключателя НГ в положение ВКЛЮ-
ЧЕНО загорается желтая лампа рядом с переключателем, сра-
батывает электромагнитный клапан № 1 для пропуска газа через
жиклер б и пиропатроны баллонов. Углекислый газ выходит через
жиклеры а и б в топливные баки центроплана, а по трубопрово-
• 4 '

Рис. 5.12

Рис. 5.13
дам дренажа и перелива — в другие баки. Защита от потери гер-
метичности топливных баков обеспечена с помощью реле давле-
ния 9 типа ИКД.

На тяжелых высокоскоростных самолетах экономически более
выгодна бортовая система с газогенератором НГ. В таких систе-
мах отбираемый от маршевого двигателя воздух для удаления
содержащегося в нем свободного кислорода сжигается с авиаци-
онным топливом при низкой температуре в каталитической каме-
ре, затем из него вымораживается вода. Охлажденный и осушен-
ный газообразный СО2 подогревают и подают в топливный бак
,(рис. 5.14).

Рис. 5.14

Масса бортовой системы НГ может быть уменьшена при ис-.
пользовании систем азотирования топлива до его заправки в топ-
ливные баки.

Гарантией успешного функционирования противопожарной си-
стемы являются наличие запаса огнегасящего состава, соответ-
ствующего техническим условиям для данного ВС, исправность
электроцепей сигнализации о пожаре и управление подачей огне-
гасящего состава в отсеки ВС. С этой целью перед полетом при
внешнем предполетном осмотре контролируют целостность конт-
рольных красных очков саморазрядки баллонов стационарной,
противопожарной системы и системы НГ.

Механизмы затворов переносных огнетушителей в кабине эки-
пажа и салонов должны быть опломбированы.

Для включения системы пожаротушения на панели автоматов
защиты сети (АЗС) включают соответствующий переключатель и
главный переключатель проверки на щитке противопожарной си-
стемы и нажимают кнопку проверки ламп. На щитке УПС загора-
ются красные лампы-кнопки, желтые лампы, табло ПОЖАР у
бортинженера и на козырьке левой и правой приборных досок..
При установке переключателя в положение ПИРОПАТРОНЫ за-
гораются зеленые лампы всех баллонов. После возвращения пе-
реключателей проверки в нейтральное положение красные лампы
и табло гаснут. Зеленые лампы гаснут после выключения глав-
ного переключателя.

Литература: [1]; [22]; [34]—[38].

Методические указания

При изучении противопожарных систехм ВС необходимо озна-
комиться с источниками пожарной опасности и классификацией
отсеков ВС по пожароопасности. Следует обратить внимание на
.рекомендации ЕНЛГС по конструктивным мероприятиям по за-
щите ВС от пожара, четко знать назначение и устройство стаци-
онарных и переносных огнетушителей и используемые в них ог-
негасящие составы. Эффективность противопожарных систем за-
висит от эффективной и надежной работы систем сигнализации о
пожаре, структурные схемы которых необходимо хорошо знать.

Вопросы для самоконтроля

1.	Какие отсеки на ВС являются пожароопасными? »

2.	Какие конструктивные мероприятия предотвращают распространение по-
жара на ВС?

3.	Каково назначение систем НГ?

4.	Какие огнегасящие вещества применяют в стационарных системах пожа-
ротушения?

5.	Какие огнегасящие вещества применяют в пассажирских салонах и ба-
гажных отсеках?

6.	Каковы требования к системам обнаружения и сигнализации о пожаре
на ВС?

7.	На каких физических принципах базируется конструкция датчиков пожа-
ра и дыма в отсеках?

8.	Для чего используется поочередное включение противопожарных сис-
тем ВС?

9.	Воспроизведите алгоритм проверки противопожарной системы ВС перед
•полетом.

10.	Какие типы датчиков пожарной сигнализации применяются на ВС?
Глава 6. БОРТОВОЕ АВИАЦИОННОЕ

АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Бортовое авиационное аварийно-спасательное оборудование
предназначено для спасения жизни пассажиров и экипажа при
возникновении на ВС аварийной обстановки, исключающей воз-
можность дальнейшего продолжения полета. Оно обеспечивает бе-
зопасность эвакуации пассажиров и экипажа из ВС при аварии
на суше и на воде, защиту членов экипажа от воздействия дыма,
тушение пожара при возникновении его в кабинах и технических
отсеках. Размещение бортового аварийно-спасательного оборудо-
вания на самолете показано на рис. 6.1.

К бортовому авиационному аварийно-спасательному оборудова-
нию ВС относятся бортовые авиационные средства аварийной эва-
куации людей (средства эвакуации людей), бортовые авиацион-
ные средства аварийного спасения людей (средства спасения лю-
дей).

6.1.	Бортовые авиационные средства
аварийной эвакуации людей

Средства эвакуации людей являются частью бортового авиа-
ционного аварийно-спасательного оборудования, предназначенно-
го для обеспечения аварийной эвакуации людей из ВС на сушу
или на воду. К средствам эвакуации людей относятся аварийные
выходы с надувными трапами 7, 11, 16, 18, 22, 25, 29, 33, спаса-
тельные бортовые авиационные канаты 3, аварийные бортовые
авиационные топоры 5, 20, 26, 30, огнетушители 4, 5, 34, блок ки-
слородного питания с противодымной маской 1, аварийные борто-
вые желоба, страховочные бортовые авиационные канаты, систе-
мы образования аварийного выхода, аварийное освещение и т. д.
(рис. 6.1).

Эвакуация пассажиров из ВС на землю должна производиться
не более чем за 90 с при использовании 50% всех равноценных
выходов. Для быстрого покидания ВС используют входные двери,
двери запасных выходов, аварийные выходы, форточки кабины
экипажа.
Рис. 6.1

Аварийные выходы представляют со-
бой двери или люки, расположенные в
наружной стенке фюзеляжа и беспрепят-
ственно открывающиеся наружу или
внутрь.

Аварийные выходы должны быть вы-
полнены так, чтобы обеспечивалось бес-
препятственное прохождение эллипса с
размерами 483X660 мм. Аварийные вы-
ходы оборудуются запирающими и пре-
дохранительными устройствами. Устрой-
ства открытия не должны требовать уси-
лий свыше 150 Н. Двери аварийных вы-
ходов современых ВС имеют два режима
открытия: «Ручное» и «Автомат», кото-
рые задаются со щитка управления.

Аварийные выходы на ВС классифи-
цируются по типам, приведенным в
табл. 6.1.

Аварийные выходы типа I, II, А раз-
мещаются на уровне пола кабины, а ти-
па III, IV —выше уровня пола не более,
чем на 510 и 740 мм. Аварийные выходы
должны быть размещены таким образом,
чтобы обеспечивать эвакуацию при лю-
бом возможном положении ВС после вы-
нужденной посадки. Минимальное коли-
чество и типы аварийных выходов для
пассажиров с каждого борта фюзеляжа
должны соответствовать количеству пас-
сажирских мест на ВС (табл. 6.2).

При большом числе пассажиров ру-
ководствуются специальными нормами и
правилами. Например, на борту фюзеля-
жа с количеством пассажирских мест
свыше 299 должны быть расположены
аварийные выходы типа А или типа I.
Каждая пара выходов типа А, располо-
женных по одному на обоих бортах фю-
зеляжа, должна быть рассчитана не более
чем на 100 пассажирских мест, а каж-
дая пара выходов типа I—не более чем
на 45. Каждый аварийный выход, ниж-
Таблица 6.1

Тип аварийного выхода	Размер		Радиус закругления углов
	ширина	высота	
	610	1220	1/3 ширины
II	510	1120	1/3 ширины
III	5,10	910	1/3 ширины
IV	480	660	1/3 ширины
А	1070	1830	1/6 ширины

Таблица 6.2

Количество пасса-
жирских мест

Количество аварийных выходов
на каждом борту фюзеляжа

Тип I

Тип II Тип III Тип IV

1—10

11 — 19

20—39

40—79

80—109

110—139

140—179

няя кромка которого находится на высоте 1800 мм и более от по-
верхности земли, должен быть оснащен средством для обеспече-
ния безопасного спуска пассажиров и экипажа на землю.

При организованных действиях экипажа время эвакуации од-
ного пассажира через аварийные выходы типа А, I, II составляет
0,55—1,0 с. Например, при испытаниях, проведенных на первом
советском широкофюзеляжном самолете Ил-86, 350 пассажиров
и экипаж эвакуировались через 50% аварийных выходов за 89 с.

На каждом аварийном выходе красными буквами на белом фо-
не должна быть так выполнена маркировка, чтобы пассажиры
могли видеть ее на расстоянии, равном ширине пассажирской
кабины. На фюзеляже ВС должно быть показано расположение
механизмов для открытия входных дверей и обозначены места,
где удобнее всего вскрыть обшивку фюзеляжа для аварийных вы-
ходов. В табл. 6.3 приведены типы, размеры и количество аварий-
ных выходов ВС гражданской авиации СССР. Все выходы осве-
щаются. Аварийные выходы размещаются выше ватерлинии.

При высоте порога над землей более 1,8 м вблизи дверей раз-
мещают надувные трапы, предназначенные для быстрого и безо-
пасного спуска людей из ВС на сушу при аварийной обстановке,
а также при посадке его на территории, на которой отсутствует
необходимое для высадки пассажиров наземное оборудование. На
ВС с низким размещением фюзеляжа над землей (Ан-24, Як-40,
Ан-12, Ил-76) трапы не требуются. В зависимости от наличия чис-
ла дорожек на надувном трапе различают однодорожечные, двух-
дорожечные (ТНД), трехдорожечные надувные аварийные борто-
вые авиационные трапы. В настоящее время на ВС устанавлива-
ют надувные трапы ТН-1, ТН-2, ТН-3, ТН-4 и ТН-5 (табл. 6.4).

Ориентировочное время эвакуации одного человека с помощью
надувного трапа составляет 1—2 с. При эксплуатационном давле-
нии допускается одновременный спуск по трапам ТН-1, ТН-2,
ТН-3, ТН-4 двух человек, а по' трапу ТН-5 — трех. Надувные тра-
пы размещаются в специальных нишах у входных, служебной и
аварийной дверей. На самолете Ил-86 ТНД находятся в жестких
контейнерах, закрепленных на дверях аварийных выходов. ТНД
состоит из оболочки, системы газонаполнения, закрепленной на
оболочке, и контейнера.

Оболочка (рис. 6.2) представляет собой надувной каркас, со-
стоящий из соединенных между собой двух основных (силовых) 3
пневмобалок, трех вспомогательных 4, двух балок ограждения 1
и одной поперечной балки 2. Основные пневмобалки обеспечивают
требуемую грузоподъемность трапа, вспомогательные — необходи-
мую ширину дорожкам скольжения, пневмобалки ограждения —
безопасность пассажирам при пользовании трапом. Поперечная
пневмобалка является опорной и фиксирует трап в рабочем поло-
жении у борта самолета.

На основных балках установлены эжекторы 5, предохранитель-
ные клапаны 7, чехол для размещения агрегата питания системы
газонаполнения 6 и леер. К основным, вспомогательным и попе-
речной пневмобалкам прикреплено токосъемное полотнище, обра-
зующее две дорожки скольжения. Оболочка трапа укладывается
в специальный контейнер, который при аварийном открытии две-
ри быстро раскрывается, давая возможность выбросу трапа за борт
самолета. Выброс и газонаполнение надувного трапа возможны
в автоматическом и ручном режимах.
Рис. 6.2

1
Таблица 6.3

ВС	Дверь				Люк_’						Форточка	
	ТИП	размер, мм	коли- чество	место размещения	ТИП	размер, мм	коли- чество	место размещения	коли- чество	место размещения
Ил-86	Аварийная	1070X1900	8	На каждом	Нет	 — -			2	В кабине
				борту по						экипажа
				четыре *						
Ил-62	Входная	864X1830	2	На левом	Аварийный	510X915	4	В пассажир-	2	В кабине
				борту				оком салоне		экипажа
	Служебная	610X1380	1	На правом				по два		
				борту				о каждого		
	Запасная	610X1380	1	На правом				борта *		
				борту						
Ил-76Т	Входная	860X1900	2	На каждом	Аварийный	600X1000	4	На каждом	2	В кабине
				борту по				борту по		экипажа
				ОДНОЙ				два		
Ту-154	Входная	800X1660	2	На левом	Аварийный	510X1070	4	На каждом	2	В кабине
				борту				борту по		экипажа
	Служебная	610X1260	1	На правом				два		
				борту						
	Аварийная	610X1260	1	На правом						
				борту						
	Аварийная	610X1330	2	На каждом						
				борту по						
				ОДНОЙ						
Ту-134	Входная	700X1300	1	На левом	Аварийный	586X600	4	На каждом	2	В кабине
				борту				борту по		экипажа
	Служебная	750X1250	1	На правом				два		
				борту						

Продолжение табл. 6.3

Дверь				Люк							Форточка	
ТИП	размер, мм	коли- чество	место размещения	тип	размер, мм	коли- чество	место размещения	коли- чество  1	место размещения

Нет

Нет

800X1460

Входная

Л-410

КА-26

Ми-2

Ми-4

Грузовая

Аварийная

Входная

Входная
(сбрасы-
ваемая)

Входная
(сбрасы-
ваемая)
Входная
(сбрасы-
ваемая)

Входная

Аварийно-
сбрасыва-
емая

1250X1460

600X970

810X1420

1250X1250

1170X1170

1200X750

1360X1930

1110X650

На левом
борту
На левом
борту
На правом
борту

На левом
борту

На каждом
борту ка-
бины эки-
пажа

На левом
борту

На правом
борту

На левом
борту
В кабине
экипажа

Аварийный

Аварийный

Нет

Грузовой

1050ХН30

500X700

1550X1850

В кабине
экипажа
наверху

В полу
транспорт-
ной кабины

В хвосто-
вой части
фюзеляжа

Нет

Нет

I
СО

Нет

На левом
борту ка-
бины экипа-

жа


ОО

Продолжение табл. 6.3

ВС		Дверь				Люк				Форточка	
	ТИП	размер, мм	коли- чество	место размещения	ТИП	размер, мм	коли- чество	место размещения	коли- чество	место размещения
Як-42  Як-40  Ан-12  Ан-24	Входная Служебная Аварийная  Входная  Служебная Аварийная  Входная  Входная  Багажная  Грузовая	700X1500  700X1300  660X1220  800X1620  550X1200  510X915  800X1480  750X1400  750X1410  1200ХП00  >	1  1  2  1  1  1  1  1  1	На левом борту На правом борту На каждом борту по одной  В хвосто- вой части фюзеляжа Ча левом борту На правом борту  На левом борту  На левом борту  На правом борту  На правом борту	Аварийный  Аварийный  Аварийный  Аварийный  Верхний аварийный Верхний аварийный  Аварийный  Верхний аварийный	510X915  488X752  495X635  700X700  700X700  а — 700  600X500  а - 640	2  2  1  3  1  1  2  1	На каждом борту по одному  В пасса- жирском салоне по одному на борту  В кабине экипажа  На левом борту два и на правом борту один В грузовой кабине  На каждом борту Тго одному  В кабине экипажа	2  Нет  Нет  Нет	В кабине экипажа

Окончание табл. 6.3

СЛ

ВС

тип

Ми-6

Входная

Аварийная

Дверь			Люк 				
размер,	О • сс К Н	место	ТИП	размер,	О * и 2 н о	место
мм	о у	размещения		м м	О О  ЬГ 3*	размещения
1710X810	1	На левом борту	1  Внешней подвески	1440X1930	1	В полу транспорт- ной кабины
1620X810	2	На каждом борту по одной	Аварийный	680X700	2	На створ- ках транс- портной кабины

680X700

Аварийный

Форточка

коли- чество	место размещения
Нет	 

Ми-8Т Входная 800X1200 1

На левом
борту

Ми-8П Входная ' 800X1200 1
<

На левом
борту

двигателям

Внешний

1340X780	1

На левом
борту

На правом
борту

Выход к
двигателям

Центральный4 1000x1000

500X600

500X600

1440X1930

1	На правой’ грузовой створке	Блис- тер	В кабине экипажа по одному на каждом борту
1	На потолке	Блис-	В кабине
1	кабины экипажа  В полу транспорт- ной кабины	тер	экипажа по одному па каждом борту
1	На потолке	Блис-	В кабине
1	кабины экипажа  В полу транспорт- ной кабины	тер	экипажа  по одному на каждом борту


Таблица 6.4

«
Матерчатый желоб и спасательные канаты предназначены для
покидания ВС пассажирами и экипажем в случае вынужденной
посадки на сушу. При посадке ВС на воду спасательные канаты,
расположенные у аварийных люков, используются пассажирами
и экипажем при переходе на надувные плоты, расположенные в
крыле.

Желоб представляет собой полотнище, изготовленное из двух-
слойной кирзы, к краям которого пришит шнур. С одной стороны
желоба к этому шнуру прикреплены четыре серьги со сферичес-
кими наконечниками, к левой серьге прикреплен канат.

Спасательный канат предназначен для спуска людей из ВС че-
рез аварийные люки при аварийной обстановке. Спасательный
канат представляет собой сплетенную капроновую или хлопчатобу-
мажную ленту с нашитыми поперечными упорами из той же лен-
ты. Спасательными канатами обычно оборудованы аварийные вы-
ходы на крыло самолета и форточки кабины экипажа.

Самым простым средством для образования аварийно-спаса-
тельного выхода является аварийный топор, предназначенный для
вскрытия обшивки в случае заклинивания дверей при вынужден-
ной посадке ВС. Для аварийной эвакуации пассажиров на само-
летах большой пассажировместимости (300 и более человек) при
заклинивании дверей используют системы мгновенного пробива-
ния аварийного выхода в борту самолета посредством взрыва
шнурового заряда. Через 0,027 с после включения взрывного ме-
ханизма в борту ВС создается аварийный выход любого заранее
определенного размера. Для образования аварийно-спасательных
выходов из ВС применяют различные по конструкции устройства,
действующие с помощью газовых горелок. Камеры сгорания в
этом случае находятся между обшивками фюзеляжа и режут од-
новременно внешнюю и внутреннюю обшивку.

После посадки ВС в случае заклинивания дверей член экипа-
жа или пассажир включает источник аварийного электропитания,
в результате чего открываются клапаны и окислитель и горючие
материалы по коллекторам подаются в камеры сгорания, где во-
спламеняются запальными свечами. Продукты сгорания истекают
через сопла на обшивке ВС, образуя аварийно-спасательный вы-
ход. Вырезанная часть обшивки выпадает наружу фюзеляжа.

На ВС, кроме основной системы освещения, имеется система
аварийного освещения, которая включает в себя внутреннее и на-
ружное аварийное освещение.

К внутреннему аварийному освещению относятся освещение
маркировок и знаков аварийных выходов, путей эвакуации, источ-
ники общего освещения кабины, источники освещения аварийных
рыходов.
К наружному аварийному освещению относится освещение
средств для спуска людей и поверхности земли, на которую эва-
куируются люди.

В каждой двери и каждом люке имеются иллюминаторы, пред-
назначенные для подсвечивания внутри фюзеляжа в светлое время
суток подхода к двери и! для осмотра пространства снаружи фюзе-
ляжа перед открытием дверей после аварийной посадки на сушу
или на воду.

Составные части аварийной системы освещения, включая бата-
реи, реле, лампы и выключатели, должны быть выполнены так,
чтобы после воздействия больших перегрузок они могли нормаль-
но работать. Система аварийного освещения должна обеспечи-
вать требуемый уровень освещенности не менее 0,55 лк для систе-
мы внутреннего и 0,32 лк для системы наружного освещения не
менее 10 мин после аварийной посадки. Перед вынужденной по-
садкой члены экипажа включают аварийное освещение ВС.

6.2.	Бортовые авиационные средства
аварийного спасения людей

Средства спасения людей представляют собой часть бортового
авиационного аварийно-спасательного оборудования, предназна-
ченную для сохранения жизни людей после их аварийной эвакуа-
ции на сушу или на воду. К ним относятся (см. рис. 6.1) средства
аварийной радиосвязи 2, аварийный запас 17, 31, в который вхо-
дят аварийный запас пищи (консервированные или лиофилизиро-
ванные продукты), предметы первой необходимости (ножи, ком-
пас, очки, светофильтры, спички, зажигалки, сухое горючее, свечи
стеариновые, пилки проволочные, комплект рыболовных принад-
лежностей, фонари электрические, накомарники и т. д.) и аварий-
ный запас воды (резервуары для ее хранения и транспортиров-
ки, солнечные конденсаторы, дистилляторы, химические опресни-
тели, бактерицидные препараты), медицинские аптечки 1, 9, 14,
в которые входят кровоостанавливающие жгуты, перевязочные
материалы, антибиотики, противошоковые препараты, спасатель-
ные жилеты 1, 6, 10, 12, 13, 15, 19, 20, 21, 26, 30, 31, 33 и надув-
ные плоты 8, 23, 24, 27, 28.

Важную роль в спасении людей играют имеющиеся в авиаци-
онном бортовом аварийном запасе средства для установления ра-
диосвязи, эффективное применение которых во многом определя-
ет, насколько своевременно придет помощь.

После вынужденной посадки ВС на сушу или на воду радио-
связь осуществляется на специально выделенных для этого во
всем мире частотах: 4182, 6273, 8364, 12 546, 16 728, 22 245 кГц и
121,5 МГц. Частоты 2182, 4125 и 500 кГц также могут быть ис-
пользованы для связи между ВС и станциями: первые две — для
подачи сигналов бедствия для радиотелефона, третья — для ра-
диотелеграфии.

Для подачи сигналов бедствия и установления радиосвязи по-
сле вынужденной посадки ВС используют аварийные радиостан-
ции, которые отличаются конструктивными особенностями, габа-
ритами, дальностью действия и т. д.

Аварийные радиомаяки • предназначены для подачи сигнала
бедствия в автоматическом режиме в случае вынужденного при-
земления или приводнения ВС. После включения радиомаяк мо-
жет действовать более 20 ч. В воде он удерживается на плаву на-
дувной шаровидной оболочкой.

На ВС применяются три аварийные радиостанции (табл. 6.5):
Р-851 («Коралл»), Р-855УМ и Р-861 («Актиния»).

Рассмотренные радиостанции остаются работоспособными при
изменении окружающей температуры от минус 50 до плюс 50°С.
При температуре воздуха плюс 20°С радиостанции могут непре-
рывно работать 10—48 ч или 30—60 ч в режиме двухсторонней
связи.

Таблица 6.5

Радиостан-

ция

Виды работ

Р-851	2182, 4364, 8364	3	Квар- цева я
Р-855УМ	121500	0,13	Квар-  цевая !
Р-861	2182, 4182, 8364,	4	Квар- цевая

12546

Телефонный, руч-
ной телеграф,
автоматический в
телеграфном ре-
жиме

Телефонный,
радиомаяк

Телефонный, руч-
ной телеграф,
автоматический в
телеграфном ре-
жиме
Для обнаружения с воздуха людей и ВС, находящихся в го-
рах, лесном массиве, особенно в условиях ограниченной видимо-
сти, используют средства визуальной сигнализации. Дальность
видимости сигнальных средств ограничена, поэтому применять их
можно при появлении поискового или другого ВС и всегда обе-
регать от влаги.

Одним из средств визуальной сигнализации является сигналь-
ный патрон, который представляет собой пиротехнический патрон
одноразового действия, образующий световой или дымовой сиг-
нал для обозначения местонахождения экипажа ВС, терпящего
бедствие, и состоит из гильзы, капсюля, вышибного заряда, кар-
тонного пыжа, войлочного пыжа, звездочки, картонной трубки,
отличительного кружка с выступами. Цвет огня сигнального пат-
рона различают по отличительному кружку: днем — по цвету от-
личительного кружка, который окрашен в цвет, соответствующий
цвету огня, ночью по выступам на кружке, которые по форме и
расположению отличаются друг от друга в каждом типе патрона.

Сигнальный патрон дневного действия дает сигнал в виде гус-
того облака цветного дыма, применяется только днем и имеет
вместо звездочки дымовой состав, помещенный в мешочек, кото-
рый деревянным кольцом скреплен с пороховым замедлителем,
замедляющим воспламенение дымового состава до момента подъ-
ема на наибольшую высоту. Для распознавания сигнального пат-
рона дневного действия на гильзу нанесена цветная кольцевая
полоса, соответствующая цвету образуемого им облака дыма. Вы-
сота подъема сигнала составляет 120 м.

Комбинированный сигнальный патрон ПСНД применяется как
в дневное, так и в ночное время. В корпусе патрона имеются два
заряда. Заряд для применения в дневное время образует при го-
рении в течение 30 с густые клубы ярко-оранжевого дыма. На
открытой местности дым виден с высоты 500 м на расстоянии
до 10 км. Заряд для применения в ночное время образует ярко-
малиновое пламя, которое можно заметить с высоты 500 м на рас-
стоянии до 30 км. По цвету колпачка или по углублению в нем
определяют, какой конец патрона применять днем, какой ночью.

Патроны-мортирки намного легче и менее объемистее сигналь-
ных патронов. Обычно комплект состоит из десяти 15-миллиметро-
вых сигнальных патронов-мортирок, уложенных в ленту-патрон-
таш. Патроны-мортирки запускают с помощью стреляющего ме-
ханизма небольшого размера.

Фальшфейер Ф-2 дает ярко-красный свет не менее 1 мин.

Фонари-маяки служат для подачи сигналов бедствия в ночное
время. Они автоматически дают яркие вспышки света через рав-
ные промежутки времени. Ксеноновая лампа, вмонтированная в
устройство, дает вспышки, видные на расстоянии 11 км. Питание
обеспечивается от литиевого аккумулятора, который может хра-
ниться 10 лет.

В ночное время для подачи сигналов используют электрический
фонарь, входящий в аварийный запас. Все источники электропи-
тания необходимо оберегать от холода и намокания.

Сигнальное зеркало предназначено для подачи визуального
прицельного светового сигнала отраженным солнечным лучом
для обозначения местонахождения экипажа ВС, терпящего бед-
ствие. Сигнал, поданный с помощью зеркала, поисковое ВС может
обнаружить на расстоянии до 10 км.

Красящие порошки для подачи сигнала используют на откры-
тых снежных или водных пространствах при появлении поиско-
вого ВС.

Надувной плот является групповым спасательным средством.
Плот предназначен для поддержания на плаву и защиты от не-
благоприятных гидрометеоусловий пассажиров и членов экипажа
ВС в случае вынужденной посадки на воду. ВС укомплектовыва-
ется надувными плотами перед полетом над водным пространст-
вом в соответствии с Наставлением по производству полетов в
гражданской авиации. Число плотов на борту определяется чис-
лом пассажиров и членов экипажа.

Надувной плот может быть использован для оказания помощи
терпящим бедствие в море. В этом случае он сбрасывается в кон-
тейнерах или спасательных устройствах с ВС.

Количество людей, которое может принять специальный плот,
определяется двумя условиями: плавучестью плота и площадью
для размещения людей. На одного человека должно приходиться
*0,096 м3 объема главных камер плавучести и 0,373 м2 горизонта-
льной площади, ограниченной внутренними кромками камер пла-
вучести.

Форма плотов в плане и конструкция камер плавучести не от-
личаются большим многообразием. В плане плоты имеют круглую
или овальную форму, в сечении камеры плавучести могут иметь
круглую форму или форму восьмерки.

Плоты устанавливаются в чехлах вместе с аварийными пакета-
ми и радиомаяками. Каждый надувной плот укомплектован сред-
ствами сигнализации, аварийным запасом пресной воды и пищи,
аптечкой для оказания первой медицинской помощи, вспомога-
тельным снаряжением и набором деталей для ремонта плота.

Надувной спасательный плот типа ПСН-25/30 (рис. 6.3) обес-
печивает поддержание на плаву до 30 человек и предохраняет
их от воздействия неблагоприятных гидрометеорологических усло-
вий. На плоту имеются запасы воды и пищи, предметы первой
необходимости для сохранения жизни людей. В комплект плота
входят оболочка, система газонаполнения камер плавучести, си-
стема газонаполнения опоры тента, система аварийной сигнализа-
ции и освещения, вспомогательное снаряжение, мешок с матери-
алами для ремонта, радиомаяк, аварийный запас АЗ-ЗО.

Плот изготовлен из газонепроницаемой ткани и состоит из1
верхней 4 и нижней 5 камер плавучести, наложенных одна на
другую, надувной опоры тента 5, тента 15, входной рампы с на-
дувными поручнями 9 и входным фартуком 10 для обеспечения
входа на плот из воды, надувного сидения 14, надувного централь-
ного тора 2, системы газонаполнения нижней камеры плавучести
8, системы газонаполнения верхней камеры плавучести 12 и газо-
наполнения опоры тента 6.

Для поддува камер плавучести и опоры на надувных поручнях
и опоре имеются клапаны поддува 7, а для выпуска газа из ка-
мер — выпускные пробки 13.

Для уменьшения скорости дрейфа плота по ветру предназна-
чен плавучий якорь. Спасательное кольцо с фалом служит дл®
оказания помощи людям, находящимся в воде далеко от плота, и
для связки плотов между собой.

Двухслойный тент имеет постоянную воздушную прослойку.
Три его входа снабжены пологами для закрывания при непогоде.
Тент поддерживается надувным пиллерсом, находящимся в цент-
ре и обладающим плавучестью в результате соединения с верхней
камерой плавучести. Форма тента, образуемого надувными стой-
ками, обычно близка к шаровой, цилиндрической или конической.
С наружной стороны тент окрашивается в ярко-оранжевый цвет.
На тенте предусмотрено устройство для сбора дождевой воды.

Надувной плот снабжен внутренним и наружным леером.
Трап надувного плота составляет одно целое с нижней камерой
плавучести над входом и имеет достаточно жесткую конструкцию,
что облегчает посадку в него людей из воды.

Для наведения поисковых средств к месту нахождения плота
с людьми, терпящими бедствие, на плоту имеется радиомаяк 11
(рис. 6.3). Радиомаяк вводится в действие автоматически при на-
полнении плота газом. На вершине плота и на фале имеется по
одному светомаяку 1.

Аварийный запас АЗ-ЗО (рис. 6.4) предназначен для поддержа-
ния жизнедеятельности и обеспечения поиска пассажиров и чле-
нов экипажа ВС после вынужденной посадки на воду. В состав
аварийного запаса входят водно-продуктовый запас 1, средства
добывания воды, лагерное снаряжение 2, средства сигнализации,
перевязочные средства и медикаменты, вспомогательные средства
и инструкция 3.

Спасательный авиационный жилет относится к индивидуаль-
ным спасательным средствам и предназначен для поддержания на
плаву одного взрослого человека после вынужденной посадки на
воду. ВС укомплектовывается спасательными жилетами для всех
пассажиров и членов экипажа перед полетом над водным прост-
ранством. Кроме спасательных жилетов на ВС должны быть де-
монстрационные жилеты, детские спасательные жилеты и детские
спасательные люльки.

Спасательный жилет надежно удерживает человека на поверх-
ности воды даже при большом волнении на водной поверхности..
Жилеты размещают рядом с членами экипажа и под каждым пас-
сажирским креслом. Количество и места размещения детских спа-
сательных люлек устанавливают в зависимости от типа ВС, коли-
чества и расположения пассажирских мест (в среднем 5% от ко-
личества пассажирских мест на ВС). ВС гражданской авиации.

комплектуются, в основном,

Рис. 6.5

авиационными спасательными жиле-
тами АСЖ-63П, представля-
ющими собой надувное плаву-
чее средство массой 900—
1 000 г.

Жилет состоит из камеры
4 и системы наполнения 6
(рис. 6.5). Камера состоит из
двух смежных герметических
отсеков общей вместимостью
15 л, разделенных между со-
бой горизонтальной перего-
родкой. В случае прокола од-
ного из отсеков плавучесть
жилета сохраняется и обеспе-
чивает поддержание спасаю-
щегося на воде.

Жилет имеет автоматиче-
скую систему наполнения от
баллончика с углекислотой.
Срабатывание баллончика
происходит от резкого рывка
рукой за пусковую головку
После срабатывания газ из баллончика через тройник и обрат-
ные клапаны поступает в оба отсека. Время наполнения жилета
при температуре от минус 30 до плюс 45°С составляет не более
40 с. Подполнение жилета производят ртом через резиновые труб-
ки 2 с клапанами поддува /.

В специальном кармане на нелицевой стороне жилета распо-
ложена батарея «Маячок-1», которая служит источником питания
аварийного электроогня АПЭ-65 3, предназначенного для поиска
в темное время суток. Батарея, загерметизированная двумя проб-
ками, после погружения в воду обеспечивает нормальное горение
лампы в течение 10 ч.

Включение батареи в работу производится по желанию спаса-
ющегося путем ее разгерметизации, для чего необходимо выдер-
нуть пробку. Время достижения батареей начального рабочего
напряжения в морской воде 2—15 мин, в пресной воде 10—
25 мин. После того, как батарея «Маячок-1» получит рабочее на-
пряжение 1,8 В, она остается работоспособной на воздухе и при
погружении в воду. Дальность видимости электроогня в условиях
темного времени суток при коэффициенте прозрачности атмосфе-
ры 0,8 составляет 4 км.

Для подачи звуковых сигналов в тумане при плохой видимо-
сти спасательный жилет снабжен сигнальным свистком 7.

При температуре воды ниже 10°С человек может выжить в
обычной одежде не более 2 ч. В северных широтах при полетах
вертолетов над морской поверхностью используют специально
разработанные для пассажиров и экипажа спасательные гидро-
костюмы двух типов. Первый из них надевают поверх зимней одеж-
ды, спасательный костюм второго типа совмещает функции спа-
сательного) жилета и средства предотвращения гипотермии. В этом
случае необходимость в использовании зимней одежды отпадает.

Спасательный костюм не должен стеснять движений при пла-
вании и работе. Спасающийся должен надевать его без посторон-
ней помощи не более, чем за 2 мин. Костюм изготавливается из
водонепроницаемого материала, снабжается капюшоном и пер-
чатками со специальными уплотнениями в местах соединения.
Застежка «молния» выполняется в водонепроницаемом варианте.

Спасательные костюмы снабжаются сигнальным огнем и сви-
стком. На видных местах костюма наклеена отражающая плен-
ка, облегчающая поиск человека в ночное время. Эксперименты
показали, что после двух часов пребывания человека в костюме
в воде с температурой 5°С ректальная температура снизилась
только до 36, ГС.

Для поисковых и спасательных работ на море, в горах и ме-
стах, к которым затруднен быстрый доступ кораблей, лодок и
и	обычных наземных транспортных средств, ши-

Д	роко используют вертолеты.

у)	Для снятия людей с гибнущего судна,

Ц	плотов, подъема их из воды и других мест с

ЯК	помощью вертолета разработан целый комп-

1Й1	леке средств, к которым относятся спасатель-

ные пояса, корзины, сетки и т. д. Наиболее
/ простым из них является спасательный пояс,
^><5X3 котоРый представляет собой прочную ткане-
рьД) вую основу, обшитую несколькими слоями
/ Ч- / мягкой ткани и простеганную. На концах спа-
сательного пояса имеются кольца, которыми
у	он навешивается на карабин шкентеля от

/	7	вертолета (рис. 6.6).

6~1 1 I	Для тех же целей применяют различные

\	по конструкции и вместимости спасательные

\ 1]	корзины (рис. 6.7), через открытый верх ко-

\ II	торых спасающиеся забираются внутрь. Спа-

) 11	сательную корзину можно использовать для

подъема людей, ослабевших или потерявших
сознание. Конструкция одной из корзин для
подъема людей) из воды состоит из трубчато-
р,ис. 6.6 го каркаса в виде двух колец диаметром
1700 мм и четырех вертикальных стоек высо-
той 700 мм. Каркас обтянут капроновой сеткой. На наружной сто-
роне его крепится пояс с плитками пенопласта. На верхнем кон-
це корзины имеются четыре узла для транспортировки ее верто-
летом. Вместимость корзины рассчитана на шесть человек.

В спасательных работах с вертолета часто применяют различ-
ные по конструкции спасательные сетки. Транспортная сетка для
людей, показанная на рис. 6.8, состоит из верхнего 6 и нижнего 7
колец трубчатого сечения, обтянутых по наружному периметру
сеткой 4, образующей корзину, которая подвешивается под вер-
толет с помощью серьги 1 и фал 3, прикрепленных к верхнему
кольцу 6.

Расстояние между кольцом основания и поручнем со-
ставляет 0,3—0,6 м. Для предотвращения закручивания фал они
прикреплены к верхней части к распорному кольцу 2. Диаметр
нижнего кольца меньше диаметра верхнего кольца. Оба кольца
выполняются сборными из двух полуколец, соединяемых с помо-
щью внутренних втулок, один конец которых прикреплен заклеп-
ками к одному из полуколец, а другой проходит внутрь другого
^полукольца. Обе половины кольца соединяются болтом с корон-
чатой гайкой и шплинтом. Для лучшего погружения сетки в воду
предусмотрено размещение внутри балластных грузов, а в самих
кольцах выполнены отверстия для прохода воды 5 как при пог-
ружении корзины в воду, так и при подъеме ее из воды.

Для пассажиров и экипажа на ВС имеются трехдневный ава-
рийный запас продовольствия и питьевой воды, медикаменты и
другие средства жизнеобеспечения.

Аварийный запас пищи состоит из продуктов, имеющих при
( минимальной массе максимальную калорийность и питательную
ценность. В аварийный запас входят различные консервированные
продукты: мясо, плавленый сыр, паштеты, соль, сахар, шоколад,
галеты и т. д. В основном, аварийный запас комплектуют из суб-
лимированных или лиофилизированных продуктов.

В кабине экипажа и пассажирских кабинах ВС должны быть
аварийные аптечки со средствами оказания первой медицинской
помощи. Количество аварийных аптечек зависит от количества
пассажирских мест на ВС: одна аптечка на 1—50 мест, две ап-
течки— на 51—150 мест, три аптечки — на 251 и более мест.

Все аптечки размещаются в легкодоступных местах, обознача-
ются соответствующей маркировкой. В каждой аптечке должен
быть минимум медикаментов и перевязочных средств, необходи-
мых для оказания неотложной медицинской помощи при травмах,
* острых воспалительных заболеваниях и некоторых психических
состояниях.

Литература: [39(; [42].
Методические указания

При изучении бортовых авиационных средств эвакуации лю-
дей необходимо ознакомиться с основными руководящими доку-
ментами, регламентирующими их применение в аварийной обста-
новке. Важно изучить состав бортовых авиационных средств эва-
куации людей, которыми оснащаются современные ВС. Надо
твердо знать назначение каждого авиационного средства эвакуа-
ции людей, его конструкцию.

Особое внимание следует обратить на выработку умений по
использованию бортовых авиационных средств при проведении
аварийной эвакуации людей из ВС.

Необходимо твердо знать состав бортовых авиационных средств *
спасения людей, назначение каждого из них, их конструкцию и
порядок применения. Важно уметь пользоваться средствами свя-
зи и сигнализации, надувными плотами, надувными спасательны-
ми жилетами, аварийным запасом пищи, воды и имуществом.

Вопросы для самоконтроля

1.	Какие документы регламентируют применение бортовых авиационных
средств эвакуации людей?

2.	Каковы назначение и состав бортового авиационного аварийно-спасатель-
ного оборудования ВС?

3.	Каковы бортовые авиационные средства эвакуации людей?

4.	Назовите места расположения и порядок открытия основных аварийных
выходов на ВС.

5.	Каковы назначение, конструкция и использование надувных аварийных
бортовых авиационных трапов?

6.	Каковы назначение, конструкция и порядок применения аварийных бор- (
товых авиационных желобов, спасательных канатов, страховочных канатов?

7.	Каково назначение и как используются системы образования аварийных
выходов?

8.	Каково назначение и как используется аварийное освещение ВС?

9.	Каковы назначение и состав бортовых авиационных средств спасения
людей?

10.	Какие применяются аварийные радиостанции на ВС?

11.	Назовите порядок работы на аварийных радиостанциях ВС в аварийной
ситуации.	।

12.	Назовите средства визуальной сигнализации, используемые при подаче
сигнала о бедствии.

13.	Каков порядок применения сигнальных патронов, фонарей-маяков, сиг-
нального зеркала, костров, красящих веществ, визуальных сигналов?

14.	Каковы назначение и конструкция надувных спасательных бортовых
авиационных плотов?

15.	Каковы назначение и конструкция спасательных авиационных жилетов и 1
спасательных костюмов?

16.	Что входит в состав аварийного запаса и когда его следует исполь-
зовать?
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1.	ЕДИНЫЕ нормы летной годности гражданских транспортных самолетов-
стран — членов СЭВ. — М.: ЦАГИ, 1985. — 470 с.

2.	РУКОВОДСТВА по технической эксплуатации самолетов Ан-24, Як-40,.
Як-42, Ту-134, Ту-154, Ил-62, Ил-76Т, Ил-86.

3.	БЮШГЕНС Г. С., СТУДНЕВ Р. В. Аэродинамика самолета. Динамика
продольного и бокового' движения.—М.: Машиностроение, 1979. — 362 с.

4.	ПРОЕКТИРОВАНИЕ следящих гидравлических приводов летательных
аппаратов / Под ред. Н. С. Гамыкина.— М.: Машиностроение, 1981.—312 с.

5.	БОДНЕР В. А. Системы управления летательных аппаратов. — М.: Ма-
шиностроение, 1973. — 506 с.

6.	МИХАЛЕВ И. А. Системы автоматического управления самолетом. —
М.: Машиностроение, 1987. — 239 с.

7.	ПНЕВМОПРИВОД систем управления летательных аппаратов / Под ред.
В. А. Чащина. — М.: Машиностроение, 1987. — 245 с.

8.	КРОХИН 3. Г. Инженерно-организационные основы обеспечения безопас-
ности полетов в гражданской авиации.—М.: Транспорт, 1987.— 174 с.

9.	ПЕТРОВ Б. И. Динамика следящих приводов. — М. : Машиностроение,
1982. —147 с.

10.	АЛФЕРОВ С. Ф. Взаимодействие рулевого привода с органами управ-
ления при упругих колебаниях летательных аппаратов.—М.: ЦАГИ, 1983.—
128 с.

11.	ДИНАМИКА электрогидравлической системы загрузки рычагов управ-
ления летательных аппаратов. — М. : ЦАГИ, 1985. — 183 с.

12.	ГОНИОДСКИЙ В. И. Привод рулевых поверхностей самолета. -— М.:
Машиностроение, 1974.— 167 с.

13.	БАШТА Т. М. Гидравлические приводы летательных аппаратов. — М.:
Машиностроение, 1967. — 494 с.

14.	КРЫМОВ Б. Г. Исполнительные устройства систем управления лета-
тельными аппаратами.—М.: Машиностроение, 1987. — 258 с.

15.	АВИАЦИОННАЯ медицина/Под общей ред. А. Н. Бабийчука. — М.:
ДОСААФ, 1979, —247 с.

16.	АНТИПЕНКО И. Н., ДАНИЛОВ Н. В., КУЗНЕЦОВ В. И. Эксплуата-
ция систем кондиционирования воздуха пассажирских самолетов. — М.: Тран-
спорт, 1974. — 137 с.

17.	АНТИПЕНКО И. Н., КУЗНЕЦОВ В. И. Эксплуатационная надежность
высотного оборудования пассажирских самолетов. — М.: Транспорт, 1978. —
224 с

18.	БЫКОВ Л. Т„ ЕГОРОВ М. С., ТАРАСОВ П. В. Высотное оборудова-
ние самолетов. —М.: Оборонгиз 1970. — 392 с.

19.	БЫКОВ Л. Т., ИВЛЕНТИЕВ В. С., КУЗНЕЦОВ В. И. Высотное обо-
рудование самолетов.— М.: Машиностроение, 1972.—332 с.

20.	ВОРОНИН Г. И. Системы кондиционирования воздуха на летательных
аппаратах.— М.: Машиностроение, 1973.—443 с.

21.	ВОРОНИН Г. И. Конструирование машин и агрегатов системы конди-
ционирования. — М. : Машиностроение, 1978. — 544 с.

22.	СИСТЕМЫ оборудования летательных аппаратов / Под ред. А. М. Ма-
твеенко и В. И. Бекасова. — М.: Машиностроение, 1986.—368 с.

23.	ТЕХНИЧЕСКИЕ описания самолетов гражданской авиации.

24.	ШУСТОВ Ю. М„ БУЛАЕВСКИЙ М. М. Авиационные системы конди-
ционирования воздуха. — М.: Машиностроение, 1978. — 160 с.

25.	ЮДАЕВ Б. Н. Теплопередача. — М.: Высш, шк., 1973.— 360 с.
26.	МЕЩЕРЯКОВА Т. П. Проектирование систем защиты самолетов и вер-
’толетов. — М.: Машиностроение, 1977. — 232 с.

27.	ТРУНОВ О. К. Обледенение самолетов и средства борьбы с ним.—М.:
Машиностроение, 1965. — 320 с.

28.	ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ системы летательных аппаратов /
Р. X. Тенищев, Б. А. Строганов, В. С. Савин и др. — М.: Машиностроение,
1967. — 320 с.

29.	СИСТЕМЫ оборудования летательных аппаратов / М. Г. Акопов,
В. И. Бекасов, А. С. Евсеев и др. — М.: Машиностроение, 1986. — 368 с.

30.	АЭРОДИНАМИКА и динамика полета транспортных самолетов с
ДТРД и ТВД/В. В. Филиппов, А. И. Белянин, Г. Ф. Бонч-Бруевич и др.—М.:
Оборонгиз, 1981. — 416 с.

31.	ЛЕЩИНЕР Л. Б., УЛЬЯНОВ И. Е. Проектирование топливных систем
самолетов.—М. : Машиностроение, 1975. — С. 58—78, 260—269, 286—290.

32.	АВИАЦИОННЫЕ силовые установки: Системы и устройства.—2-е изд.—
М.: Транспорт, 1976.—С. 100—114, 123—130, 269—275.

33.	ГОСТ 10227—86. Топлива для реактивных двигателей. Технические усло-
вия.—Введ. 01.01.87 до 01.01.94.

34.	ЛУЖЕЦКИЙ В. К. Противопожарная защита самолетов гражданской
.авиации. —М. : Транспорт, 1987. — 88 с.

35.	ПИШКОВ Н. Н. Самолет Ил-62. Конструкция и летная эксплуатация. —
М.: Машиностроение, 1976. — 167 с.

36.	АНЦИЕЛОВИЧ Л. Л. Надежность, безопасность и живучесть самоле-
та. — М. : Машиностроение, 1985. — 296 с.

37.	ШПИЛЕВ К- М., КРУГЛОВ А. Б. Самолет и природно-климатические
условия. — М. : Воениздат, 1972. — 176 с.

38.	ВОЗДУШНЫЙ транспорт.	Экспресс-информация.—М..: ЦНТИ ГА,

1988. —№ 10. — 16 с.

39.	АЛЕКСАНДРОВ М. Н. Безопасность человека на море. — Л.: Судо-
строение, 1983. — 208 с.

40.	АЭРОНАВИГАЦИОННЫЕ средства дальней связи. Приложение 10. —
ИКАО, 1968.

41.	КАЧАН В. К.. СОКОЛ В. В. Средства связи пассажирских самолетов.—
Киев : Вища шк., 1980. — 180 с.

42.	ЧЕЛЮКАНОВ И. П. Аварийно-спасательное оборудование воздушных
судов. — Киев : КНИГА, 1987. — 66 с.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение	........................................ 3

Глава 1. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ ВОЗДУШНЫМ СУДНОМ 4

1.1.	Параметры управления, требования к системам управления воз-
душным судном и их классификация ................................... 4

1.1.1.	Параметры управления	........................... 6'

1.1.2.	Требования к системе управления воздушным судном	.	.	11

1.1.3.	Классификация системы управления воздушным судном	.	.	14

1.2.	Система прямого управления воздушными судами	....	16

1.2.1.	Командные рычаги управления	  16

1.2.2.	Проводка управления	  25

1.2.3.	Конструктивные элементы систем прямого управления .	.	30

1.2.4.	Расчет на прочность элементов системы управления	...	39

1.3.	Системы непрямого управления воздушным судном	....	42

1.3.1.	Принципиальная схема непрямого управления............ 44

1.3.2.	Гидроусилители, используемые в системах непрямого	управления	46

1.3.3.	Характеристики гидроусилителей	  53

1.3.4.	Подбор гидроусилителя к системе управления ....	59

1.3.5.	Структурные схемы непрямых систем управления воздушным судном 65

1.4.	Формирование усилий на командных рычагах управления воз-
душными судами..................................................... 73

1.4.1.	Определение усилий	  74

1.4.2.	Механические загружатели	  80

1.5.	Автоматизированные	системы управления......................... 87

1.5.1.	Требования к автоматическим устройствам системы управления
воздушными судами	  88

1.5.2.	Схемы автоматизированных систем управления магистральных
воздушных судов	.................... .	.	94

1.5.3.	Демпферы колебаний воздушного судна......................... 97

1.5.4.	Автоматы регулирования управления ......................... 104

1.5.5.	Автоматы балансировки, центровки и автотриммер .	.	.	107

1.5.6.	Ограничители предельных режимов полета..................... 113

1.5.7.	Автоматы, выполняющие комплексные функции ....	116

Глава 2. СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
И РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА

В ГЕРМОКАБИНЕ САМОЛЕТА ...................................... 121

2.1.	Влияние параметров атмосферы на организм человека ...	122

2.2.	Реализация требований норм летной годности .................. 125

2.3.	Принципы построения систем кондиционирования и регулирования
давления воздуха в гермокабине ................................... 130

2.4.	Основы расчетов системы	кондиционирования.................... 159

2.4.1.	Тепловой расчет	  159

2.4.2.	Пример теплового расчета системы кондиционирования магист-
рального среднего самолета	Ту-154М	  170

2.4.3.	Гидравлический расчет	............................ 181

2.5.	Устройства и агрегаты системы кондиционирования ...	183-

2.6.	Особенности эксплуатации системы кондиционирования и регули-
рования давления	............................. 203-

2.7.	Перспективные направления совершенствования систем кон-
диционирования	..................... ...	207
Глава 3. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ
ВОЗДУШНЫХ СУДОВ	............

3.1.	Требования к противообледенительным системам воздушных судов 210

3.2.	Условия обледенения......................................... 211

3.3.	Расчетные условия для проектирования противообледенительной
системы....................................................... 214

3.4.	Характер развития, зоны и интенсивность обледенения воздуш-
ного судна................................................ 216

3.5.	Системы защиты	воздушных судов от обледенения ....	225

3.6.	Тепловой расчет	тепловой противообледенительной системы	.	.	251

3.7.	Гидравлический	расчет противообледенительной системы	.	.	256

3.8.	Расчет прочности отдельных конструктивных элементов противо-
обледенительной системы.......................................... 259

Глава 4. ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ	262

4.1.	Структура топливной системы	.................. 262

4.2.	Ожидаемые условия эксплуатации	топливной системы .	.	.	265

4.3.	Топливо для газотурбинных двигателей ....................... 270

4.3.1.	Спецификация топлив........................................ 270

4.3.2.	Обводненность топлива и ее последствия..................... 274

4.4.	Требования к топливной системе	.................... 284

4.5.	Принципы построения топливных	систем ................ 289

4.6.	Расчет топливных систем..................................... 307

4.6.1.	Подбор подкачивающих насосов	  310

4.6.2.	Питание двигателей при выработке топлива самотеком .	.	321

4.6.3.	Высотность топливной системы............................... 322

4.7.	Конструктивные элементы топливных систем.................... 323

4.7.1.	Топливные насосы	  323

4.7.2.	Управляющие, запорные устройства, арматура	.	.	.	333

4.8.	Система заправки, слива топлива и дренажа баков	.	.	.	338

4.8.1.	Система заправки топливных баков........................... 338

4.8.2.	Система аварийного слива топлива .......................... 348

4.8.3.	Слив отстоя из топливных баков............................. 348

4.8.4.	Дренаж топливных баков	  350

Глава 5. ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ СИСТЕМЫ
И ОБОРУДОВАНИЕ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ.............................. 354

Глава 6. БОРТОВОЕ АВИАЦИОННОЕ

АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ...	377

6.1.	Бортовые авиационные средства аварийной эвакуации людей	377

6.2.	Бортовые авиационные средства аварийного спасения людей	338

Список литературы	................................ 399
Учебное издание

ГАРАЖА Валентин Васильевич,
ЖЕЛИБА Альберт Николаевич,
КАЗАНЕЦ Виталий Иванович,
КАПРАЛОВ Николай Васильевич,
МАКСЮТИНСКИИ Петр Федорович,
ПАВЛОВ Игорь Георгиевич,
САБИТОВ Науфаль Гилязович,
САВЕЛЬЕВ Геннадий Владимирович,
ЧЕЛЮКАНОВ Иван Павлович

ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ

Учебное пособие

Редактор Н. Б. Науменко

Редактор-метролог И. В. Лебедева

Технический редактор А. И. Лавринович

Корректоры: Л. А .Ставина, М. П. Каминская

Сдано в набор 17.03.89. Подписано в печать 15.01.90. БФ 24784. Формат
60x84/16. Бумага писчая. Литературная гарнитура. Высокая печать. Усл. печ. л.

23,24. Уч.-изд. л. 25,0. Тираж 1690 экз. Заказ № 59—1. Цена 3 р. 80 к.
| Изд. № 14/1.

Редакционно-издательский отдел и типография КНИГА.

252058. Киев-58, проспект Космонавта Комарова, 1.